16.Поляра крыла

Для различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно знать одновременное изменение С_у и С_х в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента С_у от С_х, называемый полярой.

Рис. Поляра крыла

Если из начала координат (Error: Reference source not found), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны С_y и С_х. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла.

Так как коэффициенты С_y и С_х пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами С_r и С_y, представляет собой угол качества q. Угол качества q можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах С_y и С_х, а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах С_y и С_х, то угол качества определяется из отношения

(2.21)

Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и формой профиля (Рис. ). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.

17.Соотношение между аэродин.Кач-ом самолета и аэродин.Кач-ом крыла.

Выбор формы крыла в плане (удлинение, стреловидность, сужение), определяется назначением (задачами) самолета. Форма крыла в плане оказывает наиболее сильное влияние на аэродинамические характеристики в дозвуковой и околозвуковой областях.

Рассмотрим влияние стреловидности и удлинения крыла на коэффициенты Су и Сх.

1.Увеличение стреловидности крыла при прочих неизменных параметрах приводит к увеличению М кр., уменьшению величины безиндуктивного сопротивления крыла Схо.

2.Уменьшение удлинения крыла приводит к изменению наклона прямого участка Су = f().

Рисунок

увеличению кр.

увеличению коэффициента индуктивного сопротивления Схi.

уменьшению максимального аэродинамического качества.

Анализ влияния формы крыла в плане на аэродинамические характеристики самолета показывает, что жесткая (фиксированная) геометрия не подходит наилучшим образом для всего диапазона М полета: (нужен самолет с изменяемой геометрией). Изменение стреловидности!!! (МиГ-23, МиГ-27)

При решении вопроса об аэродинамической компоновке важным является взаимное расположение крыла и фюзеляжа, а также расположение оперения на фюзеляже. От этого зависит интерференция (взаимное расположение) крыла и фюзеляжа налобовое сопротивление.

Эксперимент показывает, что при дозвуковых скоростях наименьшая интерференция будет у среднеплана.

У низкопланаСх больше, акр. меньше чем усреднеплана. Увысокоплана– наоборот.

Р2. «Полет самолета»

2.Установившееся и неустановившееся движение ЛА.

Установившийся полет значит,что ускорение центра масс самолета по направлению скорости полета равно нулю.

3.Определение скорости,потребной для выполнения горизонтального полета.

Для того чтобы крыло самолета могло создать подъемную силу, равную весу самолета, нужно, чтобы оно двигалось с определенной скоростью относительно воздушных масс.

Скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при полете самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета.

По определению горизонтального полета должно быть выполнено условие У=G.

Известно, что

(4.3)

следовательно,

(4.4)

Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для выполнения горизонтального полета

(4.5)

Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность ) и коэффициента подъемной силы Су.

С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Согласно формуле (6.5) уменьшение плотности r приводит к увеличению потребной скорости полета.

Если изменять угол атаки, то пропорционально будет изменяться и коэффициент подъемной силы Су. А изменение Су отражается на величине потребной скорости горизонтального полета. Чем меньше Су (и угол атаки соответственно), тем больше должна быть скорость полета, и наоборот. Из этого следует важный вывод: каждому углу атаки на данной высоте полета соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета V_Г.П.

4.Силы,действующие на самолет в горизонтальном полете.

5. Условие полета самолета на пост.высоте.

Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения.

На Error: Reference source not found показаны силы, действующие на самолет в горизонтальном полете без скольжения, где

Y - подъемная сила;

Х - лобовое сопротивление;

G - вес самолета;

Р - сила тяги двигателя.

Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю.

Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим отклонением рулей управления.

Из рисунка видно, что вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х - сила тяги Р.

Для установившегося горизонтального полета необходимы два условия:

Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); (4.1)

Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const). (4.2)

Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося горизонтального полета. При нарушении этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным.

Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета.