21. Влияние геометрических параметров профиля на его аэродинамические характеристики.
b – хорда профиля. С – толщина профиля.
Влияние профиля на аэродинамические характеристики:
-
коэффициент кинематической вязкости.
Увеличение числа Рейнольдса будет приводить к увеличению максимального коэффициента подъемной силы.
Ламинарный
пограничный слой.
2) Максимальная толщина профиля.
Маленькая относительная толщина приводит к уменьшению несущих свойств профиля.
3) Кривизна профиля.
22. Способы увеличения максимальной подъемной силы крыла. Механизация крыла. Пограничный слой. Управление пограничным слоем, отсос и сдув пограничного слоя, реактивный закрылок.
Механизация крыла: Управление пограничным слоем.
Ро
– полное давление.
толщина пограничного слоя.
С точки зрения сопротивления, сопротивление трения можно посчитать.
При
М=0 в трубе можно пренебречь сжимаемостью.
Управление пограничным слоем:
1.Отсос Пограничного слоя: Уменьшение отрыва ПС –> уменьшение сопротивления.
Увеличение подъемной силы.
2.Сдув пограничного слоя: Безотрывное обтекание. Увеличение циркуляции, увеличение подъемной силы.
3. Реактивный закрылок: Получаем супер циркуляцию, значительное увеличение подъемной силы.
Увеличение
от супер циркуляции примерно в 20 раз
больше, чем проекция
от реактивной струи, направленной вниз.
23. Механизация передней кромкой крыла.
Предкрылок
по всему размаху, то можно считать, что
не механизированного крыла. Предкрылок
затягивает отрыв пограничного слоя.
24. Механизация задней кромки крыла.
Щиток – это отклоняемая часть нижней поверхности крыла.
Увеличение скорости на верхней части крыла будет приводить к увеличению подъемной силы.
Закрылок
– отклоняемая часть поверхности профиля.
25. Фокус профиля. Центр давлений.
-
момент относительно носка.
Фокусом
называется точка относительно которой
момент аэродинамической силы не зависит
от
единица
размаха.
Фокус
до звук.
сверх звук.
Центр
давления – это точка на хорде относительно
которой момент аэродинамической силы
равен нулю.
В случае симметричного профиля фокус
и центр давления совпадают.
26. Вихревые схемы крыла конечного размаха. Приближённые теории крыла конечного размаха. Угол скоса потока. Парабола индуктивного сопротивления. Коэффициент отвала поляры.
Поляра
будет отваливаться, если
будет меньше.
коэффициент
отвала поляры. Чем > А, тем > поляра
будет отваливаться. Более точно отражает
физику:
Бесконечный
вихрь.
Полу бесконечный
Уравнение
связи.
Удлинение крыла.
индуктивно
– вихревое сопротивление.
27. Пересчёт аэродинамических характеристик крыла.
Принято
проводить при
В США
Будем сравнивать крылья набранных из одних профилей.
Удлинение
а
больше (угол скоса потока).
Аэродинамические характеристики крыла конечного размаха.
угол
наклона для крыла конечного размаха.
С появлением появляется индуктивное сопротивление.
28. Физическая картина обтекания скользящего крыла.
Скользящим будем называть стреловидное крыло бесконечного размаха.
не
влияет на распределение давления по
крылу. Он не перемещает пограничный
слой вдоль крыла.
практически не меняется вдоль кромки
крыла.
определяет
распределение давления по крылу.
29.
Подъёмная сила и сопротивление скользящего
крыла в дозвуковом потоке.
Сопротивление разделяется на: 1. Сопротивление давления. 2. Сопротивление трения.
30. Влияние стреловидности на отрыв пограничного слоя.
I – смазана из-за симметрии. II – эффективное скольжение. III – перетекание.
что
наличие угла скольжения равносильно
уменьшению скорости набегающего потока,
причем чем больше угол
,
тем
меньше скорость
.при
меньшей скорости набегающего потока
уменьшаются и местные скорости на
поверхности крыла, что приводит к
уменьшению разряжения на поверхности;
при этом число
увеличивается.
Средняя скорость и Мах будут определяться:
1. Отрыв потока снижает эффективность элеронов. 2. Снижает фокус.
Для предотвращения срыва потока можно установить аэродинамический гребень.