Paravia.RU | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Meтодическое пособие дня начальной учебно-летной подготовки спортсменов - парапланеристов по КУЛП-СД-88. (В.А. Тюшин) Страница 2 из 9 пред. | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | след. Основы аэродинамики 1. Введение. 1. Введение. Аэродинамика - наука, изучающая процессы обтекания твердых тел жидкостями и газами. ПОЛНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА - сила, с которой набегающий воздушный поток воздействует на твердое тело. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ - точка приложения полной аэродинамической силы. Можно сказать и так: воздушный поток воздействует (ДАВИТ) на твердое тело с силой, которая называется ПОЛНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА. Точка приложения этой силы (той, которая ДАВИТ): ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ.
R - Полная аэродинамическая сила.
Р - Плотность воздуха. Физический смысл 'Сг': Тела. имеющие одинаковую форму (при разных линейных размерах), взаимодействуют с набегающим потоком воздуха одинаково. Можно сказать. что Cr=R при продувке тела некоего единичного размера воздушным потоком единичной интенсивности (плотность и скорость). Такого рода коэффициенты очень широко используются в аэродинамике. Они позволяют исследовать характеристики летательных аппаратов (ЛА) на уменьшенных моделях. При взаимодействии твердого тела с потоком воздуха не важно, движется ли тело в неподвижном воздухе или неподвижное тело обтекается движущимся воздушным потоком. Возникающие силы взаимодействия будут одинаковы. Но с точки зрения УДОБСТВА изучения этих сил нам легче иметь дело со вторым случаем. Именно на этом принципе основана работа аэродинамических труб, где неподвижные модели ЛА обдуваются потоком воздуха, разгоняемым мощными вентиляторами. 1.2. Примеры обтекания воздушным потоком твердых тел различной формы. Полная аэродинамическая сила зависит от формы тела и его ориентации относительно набегающего потока воздуха. Рассмотрим примеры обтекании воздухом тел разной формы при одинаковом поперечном сечении. 1.2.1 Симметричное обтекание. Рассмотрим три тела: пластину, установленную поперек потока, шар и тело каплевидной формы. Смотри рисунки 2, 3, 4.
1.2.2 Несимметричное обтекание. В рассмотренных выше случаях R была направлена по потоку. При обтекании же некоторых тел полная аэродинамическая сила может быть направлена не только вдоль потока воздуха, но и иметь боковую составляющую. Впр: Привести пример такого обтекания. При обтекании наклоненной пластины воздушная масса - отбрасывается 'вниз'. Пластина же 'стремится вверх', как бы отталкиваясь от набегающего потока воздуха. Примечание. Полная аэродинамическая сила НИКОГДА не может быть направлена навстречу набегающему потоку, так как молекулы воздуха, встречаясь с обтекаемым телом, всегда его 'толкают назад' и никогда не смогут "двинуть вперед'. По этой же причине невозможен случай, чтобы R была направлена перпендикулярно потоку, не имея составляющей вдоль него. 1.3. Силы, действующие на безмоторный летательный аппарат (ЛА) в прямолинейном полете с постоянной скоростью в неподвижном воздухе. Для того чтобы не привязываться к какому-либо конкретному типу ЛА (параплан, дельтаплан, планер), будем считать ЛА материальной точкой. Пусть по результатам продувок в аэродинамической трубе было определено, что полная аэродинамическая сила R отклоняется от направления движения воздушного потока на угол 9. Смотри рисунок 6.
При взаимодействии твердого тела с потоком воздуха не важно, движется ли тело в неподвижном воздухе или неподвижное тело обтекается движущимся воздушным потоком. Бели скорость тепа относительно воздуха (воздушная скорость) не меняется, то и возникающие силы будут одинаковы. Если было определено, что при обтекании неподвижного тела сила R отклонилась на угол Ô, то при движении тела в неподвижном воздухе направление действия и величина R останутся такими же (относительно направления воздушного потока). Из 1-го и 2-го законов Ньютона следует, что тело остается в покое или движется равномерно и прямолинейно, если сумма деиствуюгцих на него сил равна нулю. На безмоторный ЛА действуют две силы: Пусть безмоторный ЛА выполняет прямолинейный полет с постоянной скоростью в неподвижном воздухе. Сила тяжести G направлена вниз. Очевидно, что аэродинамическая сила R должна смотреть вверх и быть той же величины, что и О.
R возникает при ДВИЖЕНИИ тела относительно воздуха и определяется формой тела и его ориентацией в воздушном потоке. Для того чтобы сила R была направлена вверх, траектория движения тела (его скорость V) должна быть наклонена к земле на угол 90-град. Для того чтобы тело летело 'далеко', нужно, чтобы угол отклонения полной аэродинамической силы Ô был максимально большой (но он не может равняться или превысить 90 градусов). При Ô=0 тело станет опускаться вертикально вниз. 2. Системы координат (СК). В авиации используются следующие системы координат:
2.1. ЗЕМНАЯ СК. СК 'привязана' к земле. Оси координат обычно привязываются к базовым наземным ориентирам, используемым при прокладке маршрута полета. Смотри рисунок 8.
2.2. СВЯЗАННАЯ СК. СК 'привязана' к конструкции ЛА. Расположение осей координат:
Смотри рисунок 9.
2.3. СКОРОСТНАЯ СК. СК 'привязана' к скорости ЛА относительно ВОЗДУХА. Расположение осей координат:
Смотри рисунок 10.
3. Разложение полной аэродинамической силы на составляющие. Для УДОБСТВА выполнения аэродинамических расчетов полная аэродинамическая сила R раскладывается на три взаимно перпендикулярные составляющие по осям СКОРОСТНОЙ СК.
R - Полная аэродинамическая сила.
Формулы подъемной силы и сопротивления очень похожи на формулу полной аэродинамической силы:
Су - Коэффициент подъемной силы. ВНИМАНИЕ: В природе не существует самостоятельно действующих подъемной силы и силы сопротивления. Они являются составными частями полной аэродинамической силы. Если принять величину боковой силы Z=0, то согласно теореме Пифагора: или 3.2. Вернемся к рассмотрению сил, действующих на ЛА при выполнении прямолинейного полета с постоянной скоростью в неподвижном воздухе. На безмоторный ЛА действуют две силы.
На рисунке 11 показано разложение полной аэродинамической силы R на подъемную силу Y и силу сопротивления X. Разложение R на Y и Х строится относительно воздушной скорости ЛА.
ПОДЪЕМНАЯ СИЛА, ХОТЯ И НАЗЫВАЕТСЯ -ПОДЪЕМНОЙ, НО ОНА НЕ ОБЯЗАНА БЫТЬ. 'ПОДНИМАЮЩЕЙ', ОНА НЕ ОБЯЗАНА БЫТЬ НАПРАВЛЕНА 'ВВЕРХ'. На рисунке 11 видно, что Y относительно земной поверхности направлена не только 'вверх', но и немного 'вперед' (вдоль проекции траектории полета на землю) , а Х не только 'назад', но и немного 'вверх'. Если рассмотреть попет круглого парашюта, который фактически не летит, а опускается вертикально вниз, то а этом случае Y=0, а Х совпадает с R. Смотри рисунок 12.
Впр: Назвать случаи применения в технике 'антикрыльев'. То есть крыльев, которые специально устанавливаются таким образом, чтобы создаваемая ими подъемная сила была направлена 'вниз'.
4. Характерные углы, определяющие ориентацию ЛА в пространстве.
Различают истинный, магнитный, приборный и условный курсы. Впр: Что такое истинный, магнитный и приборный курсы?
Смотри рисунок 16.
Курс измеряется в градусах, от 0-я до 360-ти. Направление на север: 0. На восток: 90. На юг: 180. На запад: 270. На величину вариации (угла отклонения приборного курса от магнитного) влияют не столько погрешности в настройке бортового компаса, сколько местные возмущения магнитного поля. Если, например, рядом с обычным туристическим компасом положить магнит, то стрелка компаса, скорее всего, нацелится куда угодно, но только не на север. При планировании полета с использованием компаса, пилот СЛА должен заблаговременно позаботиться о том, чтобы его 'бортовой' компас располагался возможно дальше от намагниченных предметов экипировки и оборудования.
Обычно в качестве базовых ориентиров в авиации используются радиостанции, Направление на радиостанцию может быть определено с помощью специальной антенны имеющей форму рамки. Определив пеленги на две-три радиостанции и зная их наземные координаты, экипаж ЛА может с достаточной точностью определить свое положение на местности. Используемый для этих целей на самолетах и вертолетах прибор носит название РАДИОКОМПАС. Сверхлегкие ЛА (СЛА) не имеют подобного оборудования из-за его большого веса и габаритов. В настоящее время все более широкое применение находят приборы GPS (Global Positioning System), позволяющие ориентироваться по навигационным спутникам. Имея минимальные габариты и вес, такой прибор может определить свои координаты на местности с точностью до нескольких десятков метров. Стоит это оборудование недешево, но оно очень полезно на соревнованиях и в длительных маршрутных полетах над малознакомой местностью. 4.2. Углы, определяющие ориентацию ЛА относительно воздушного потока.
4.3. Углы, определяющие ориентацию траектории движения ЛА относительно земной поверхности. УГОЛ НАКЛОНА ТРАЕКТОРИИ - Смотри рисунок 19 (угол между скоростью ЛА относительно земли и плоскостью XZ земной СК.).
Следует обратить внимание на разницу между понятиями 'направление полета' и 'курс'. Нос ЛА может 'смотреть' в одну сторону (то есть курс), а лететь он может в другую из-за сноса ветром. Это особенно важно учитывать при полетах на сверхлегких ЛА (СЛА), чья воздушная скорость невелика и обычно соизмерима со скоростью ветра. Впр: Назвать углы, отмеченные на рисунке 21.
Отв: 5. Обтекание воздушным потоком тонкой пластины. Разделим полную аэродинамическую силу R на составляющие: подъемную силу Y и силу сопротивления X. Рассмотрим зависимость этих составляющих от угла установки пластины к набегающему потоку воздуха (угла атаки).
Так как поток воздуха пластиной не отклоняется, Y=0. Сопротивление Х минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R совпадает с силой сопротивления X.
На рисунках 27 и 28 отметить точку (0).
Из-за снашивания потока появилась подъемная сила Y. Сопротивление Х немного увеличивается, так как увеличилось поперечное сечение пластины по отношению к потоку. Следует отметить, что на малых углах атаки подъемная сила растет быстрее, чем сопротивление.
На рисунках 27 и 28 отметить точку (1).
Из-за увеличения скоса потока подъемная сила увеличивается. Y2>Y1. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Х2>Х1.
На рисунках 27 и 28 отметить точку (2).
Воздуху становится 'труднее' плавно обтекать сильно наклоненную пластину. Над верхней поверхностью начинает образовываться микровихрь. Подъемная сила хотя и увеличивается (Y3>Y2), но существенно медленнее чем раньше. Сопротивление продолжает быстро расти. ХЗ>Х2. Следует отметить, что на больших углах атаки рост сопротивления обгоняет рост подъемной силы. Смотри рисунок 25.
На рисунках 27 и 28 отметить точку (3).
Воздушный поток не в состоянии плавно обтекать пластину. Происходит СРЫВ ПОТОКА. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила падает. Y4<Y3. Сопротивление резко растет. Х4>ХЗ.
На рисунках 27 и 28 отметить точку (4).
5.2. Поляра крыла. Объединим графики на рисунках 27 и 28 в график на рисунке 29.
Получившаяся кривая называется ПОЛЯРА КРЫЛА - основной график, характеризующий летные свойства крыла. Откладывая на осях координат значения коэффициентов подъемной силы Су и сопротивления Сх, этот график показывает величину и направление действия полной аэродинамической силы R (при условии что боковая сила Z=0). Если считать, что воздушный поток движется вдоль оси Сх слева направо, а центр давления тела находится в центре координат (Су=0. Сх=0), то для каждого из разобранных ранее углов атаки коэффициент Сr будет идти из центра координат (Су=0, Сх=0) в точку поляры, соответствующую заданному углу атаки. Характерные точки и соответствующие им углы атаки (УА) на поляре.
На этом УА Су максимально- ЛА может удерживаться в воздухе на минимально возможной скорости. Это полезно при заходе на посадку. Смотри точку (3) на рисунках 26 и 28. Значения Су и Сх определяют величину Сr. Для обеспечения равномерного прямолинейного полета сумма сил, действующих на ЛА, должна быть равна нулю. То есть полная аэродинамическая сила R должна равняться весу тела G. Вес тела постоянен. Следовательно, и R не должно изменяться.
Для сохранения постоянного значения R при увеличении Сr скорость полета V уменьшится, так как плотность воздуха р и площадь крыла S остаются неизменными.
На этом УА ЛА может лететь с максимальной скоростью.
При установке крыла на наивыгоднейший УА угол отклонения полной аэродинамической силы R от направления движения воздушного потока максимален. Смотри рисунок 28. 5.3. Понятие АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО - отношение Су/Сх при установке крыла на наивыгоднейший УА. То есть максимально возможное отношение Су/Сх для заданного крыла. Впр: Если безмоторный ЛА с К=5 находится на высоте Н=100 метров и воздух неподвижен, то какое максимальное расстояние L он может пролететь?
Аэродинамическое качество равно отношению коэффициентов подъемной силы и сопротивления: К=Су/Сх АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО ПОКАЗЫВАЕТ, СКОЛЬКО МЕТРОВ ПО ГОРИЗОНТАЛИ МОЖЕТ ПРОЛЕТЕТЬ АППАРАТ ПРИ ПОТЕРЕ ОДНОГО МЕТРА ВЫСОТЫ ПРИ УСЛОВИИ ТОГО, ЧТО ВОЗДУХ НЕПОДВИЖЕН. 6. Закритические углы атаки, понятия штопора и заднего сваливания. Впр: Кто знает авиационное слово 'штопор' и может объяснить, как и почему в него может попасть самолет? На параплане штопор невозможен. При выходе на закритические углы атаки аппарат попадает в режим 'заднего сваливания'. ЗАДНЕЕ СВАЛИВАНИЕ - ЭТО УЖЕ НЕ ПОЛЕТ, А ПАДЕНИЕ. Купол параплана складывается и уходит вниз и назад зa спину пилота так, что угол наклона строп достигает 45-55 градусов. Пилот падает к земле спиной. При падении с высоты 20-30 метров в режиме заднего сваливания проблемы со здоровьем пилоту гарантированы. Чтобы не попасть в беду, мы будем изучать этот режим на практических занятиях. Нас будут интересовать ответы на два вопроса. Как не попасть в 'сваливание'? Что делать, если аппарат все-таки сорвался? Тогда этот режим будет разобран подробнее. 7. Обтекание воздушным потоком реального крыла. Обычно форму крыла определяют, задавая профиль, вид сверху, угол крутки и угол поперечного V. ПРОФИЛЬ КРЫЛА - сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии (рисунок 31 сечение А-А). Иногда под профилем понимают сечение, перпендикулярное передней или задней кромке крыла (рисунок 31 сечение Б-Б).
ХОРДА ПРОФИЛЯ - участок прямой, соединяющий наиболее удаленные точки профиля. Длину хорды обозначают через 'b'.
Основными геометрическими характеристиками профиля являются следующие (смотри рисунок 32). - ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ТОЛЩИНА. Описывая форму крыла, используют следующие понятия и характеристики (смотри рисунок 31):
Если концы крыла закруглены, то концевая хорда определяется так как это показано на рисунке 33. БАЗОВАЯ ПЛОСКОСТЬ КРЫЛА - плоскость, содержащая центральную хорду и перпендикулярная плоскости симметрии.
Примечание 1: Крутка считается положительной, если координата 'у' передней точки хорды больше координаты 'у' задней точки хорды. Примечание 2: Различают геометрическую и аэродинамическую крутки.
Примечание 3: Наличие крутки приводит к тому, что отдельные участки крыла устанавливаются к воздушному потоку на разных углах атаки.
Впр: Есть ли разница между углами атаки (УА) крыла и самолета?
Форма трапецевидных крыльев однозначно определяется тремя параметрами (смотри рисунок Зб): УДЛИНЕНИЕ КРЫЛА - Отношение квадрата размаха к площади крыла: СУЖЕНИЕ КРЫЛА - Отношение длин центральной и концевой хорд. Xпк - УГОЛ СТРЕЛОВИДНОСТИ ПО ПЕРЕДНЕЙ КРОМКЕ. 7.2. Образование дополнительной подъемной силы на крыле с несимметричным профилем. На рисунке 37 показана схема обтекания несимметричного профиля.
Рассмотрим две струйки воздуха, обтекающие верхнюю и нижнюю поверхности профиля. Профиль обтекается без завихрений. Молекулы воздуха в струйках 1 и 2, подходящие одновременно к передней кромке крыла, должны также одновременно отойти от задней кромки. Из рисунка видно, что длина траектории струйки воздуха, обтекающей верхнюю поверхность профиля, (1) больше, чем длина траектории обтекания нижней поверхности (2). Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает РАЗРЯЖЕНИЕ. Разница давлений под нижней и над верхней поверхностями крыла приводит к появлению дополнительной подъемной силы. В отличие от пластины, при нулевом угле атаки на крыле с подобным профилем подъемная сила будет не нуль.
Сp - Коэффициент давления. Примечание: Твердое тело, взаимодействуя с потоком воздуха, изменяет его характеристики (давление, плотность, скорость). Под характеристиками невозмущенного потока мы будем понимать характеристики потока на бесконечно большом удалении от исследуемого тела. То есть там где исследуемое тело с потоком не взаимодействует (не возмущает его). Коэффициент Ср показывает относительную разницу между давлением воздушного потока на крыло и атмосферным давлением в невозмущенном потоке. Там где Ср<0 поток разряжен. Там где Ср>0 поток испытывает сжатие. Особо отметим точку 'А'. Это критическая точка. В ней происходит разделение потока. В этом месте скорость потока равна нулю, давление максимально и равно давлению торможения, а коэффициент давления Ср=1.
Р o -Давление торможения. Распределение давлений по профилю существенно зависит от формы профиля, угла атаки и может значительно отличаться от приведенного на рисунке. Важно лишь уяснить, что основная часть подъемной силы образуется на первых 25% хорды профиля за счет разряжения воздушного потока над верхней поверхностью крыла. 7.3. Составляющие коэффициента сопротивления Сх. Сх = Сх(профильное) + Сх(индуктивное) Cx(давления): определяется формой профиля. Страница 2 из 9 пред. | 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | след. |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
© 2000 - 2024 Paravia.RU Права на все материалы опубликованные на сайте, принадлежат их авторам. http://www.paravia.ru |