4.Сжимаемость воздуха.

На аэродинамические силы большое влияние оказывают вязкость, а при больших скоростях и сжимаемость воздуха.

Сжимаемость– свойство изменять объем (плотность) под действием давления и температуры. Со свойствами сжимаемости связано явление распространения звука в газах. Отношение скорости полета к скорости звука называют число М

М = V/a, при Н=0a[мса]=340 м/c.

М<1 – дозвуковой полет,

М>1 – сверхзвуковой полет.

Число М – критерий сжимаемости воздуха. Многие самолеты имеют ограничения по числу М из условий устойчивости и управляемости. Поэтому, контроль полета по числу М обязателен!

5.Основные законы аэродинамики.

Теоретическая аэродинамика основывается на наиболее общих законах физики: законе сохранения массы (материи) и законе сохранения энергии. При изучении движения воздуха аэродинамика исходит из предположения, что среда является сплошной, с непрерывным распределением вещества в пространстве.

Аэродинамика дает качественное объяснение природы возникновения аэродинамических сил, и с помощью специальных уравнений позволяет получить их количественную оценку.

При движении ЛА относительно воздуха на него действуют распределенные аэродинамические силы. У самолета они возникают на крыле, фюзеляже, оперении и т. д.

Аэродинамические силы самолета и моменты от них, возникающие при обтекании потоком воздуха, по своей природе обусловлены силами трения и давления. Сжимаемость воздуха оказывает существенное влияние на силы давления. На силы трения она оказывает значительно меньшее влияние.

В воздушном потоке, обтекающем крыло, или другие части, изменение давления объясняется двумя основными законами аэродинамики:

• законом неразрывности,

законом Бернулли.

6.Форма крыла в плане.

К геометрии крыла относятся:

• характеристики его формы в плане,

• характеристики профиля (сечения).

На современных самолетах используются:

• прямоугольные,

• трапециевидные,

• стреловидные,

• треугольные,

• сложные формы крыла.

Рисунки крыльев.

Форма крыла в плане характеризуется:

• размахом (l),

• удлинением  = l^2/s,

• площадью в плане (s),

• сужением (),

• стреловидностью ().

7.Профили крыла.

Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть симметричные и несимметричные.

Основными характеристиками профиля являются:

• хорда профиля (b),

• относительная толщина ©.

рисунок

8.13.Аэродинамические силы и коэффициенты.

1.3. Подъемная сила и сила лобового сопротивления ЛА.

Сила давления, действующие на крыло и другие части самолета, распределены по всей поверхности. Геометрическая сумма сил давления и трения, действующих на всю поверхность самолета, дает полную аэродинамическую силу R.

Рисунок

Эту силу можно разложить на составляющие:

У – перпендикуляр к набегающему потоку – называется подъемной силой,

Х – направлена параллельно потоку.

Подъемная сила У обеспечивает поддержание самолета в воздухе. Создается она в результате разности давлений на всех частях самолета.

Формула

Су – коэффициент подъемной силы, зависит от формы самолета, угла атаки, числа М полета.

Лобовое сопротивление самолета Х создается силами трения в пограничном слое и силами давления. Сопротивление, обусловленное силами давления, существует как при подъемной силе, равной 0, так и при наличии подъемной силы

Х = Хо + Хi

Хо – лобовое сопротивление при 0 подъемной силе (без индуктивное лобовое сопротивление).

Хi – индуктивное лобовое сопротивление.

Формула

Сх – коэффициент лобового сопротивления.

Т.к. сопротивление самолета складывается из сопротивления при подъемной силе, равной 0 и индуктивной*****, то и коэффициент Сх представляет собой сумму

Сх = Схо + Схi, где

Схо – коэффициент лобового сопротивления при Су равном 0, зависящий от геометрических форм самолета и числа М полета.

Схi – коэффициент индуктивного сопротивления, обусловленный коэффициентом подъемной силы самолета Су.

Формула

где А – коэффициент пропорциональности, учитывающий геометрическую форму самолета; для данной конфигурации самолета он зависит только от числа М.

Отсюда следует, что чем больше коэффициент подъемной силы самолета, тем больше коэффициент индуктивного сопротивления.

При Су = 0, Схi = 0 и следовательно, само индуктивное сопротивление равно нулю.

Для летательных аппаратов с фиксированной геометрией аэродинамические коэффициенты Су и Сх зависят в основном от угла атаки  и числа М полета.

Как выглядят эти зависимости при малых числах М

Рисунок

Крыло малого удлинения набрано из несимметричных профилей