Вопрос №9. Критическая скорость полета.

Воздушные струйки, обтекающие выпуклую поверхность крыла, сужаются, сечение их уменьшается.

Но так как расход воздуха через любое сечение струйки должен оставаться постоянным, то скорость в суженной части увеличивается и становится больше скорости потока. Высветить слайд № Т 1-13.

Скорость воздуха в любом месте деформированного потока над крылом или под крылом называется местной скоростью воздуха и обозначается V_M .С увеличени­ем скорости потока скорость звука в нём уменьшается (если TJ., то и а|).

Таким образом, при некоторой скорости полёта самолёта местная скорость по­тока в какой-либо точке крыла становится равной местной скорости звука V* = а*

Скорость полёта самолёта, при которой где-либо на крыле местная ско­рость обтекания становится равной местной скорости звука называется критиче­ской скоростью. Число М соответствует данной скорости полёта, называется кри­тическим.

Щ а_м |

где: V_Kp — критическая скорость полёта;

а_м - скорость звука на данной высоте.

Критическое число Щ всегда меньше единицы, лётчик имеет во судить о степени сжимаемости по приборному указателю

С увеличением угла атаки и относительной толщины крыла критическая скорость уменьшается, уменьшается и критическое число М. При скорости полёта самолёта больше критической, то есть М > М_кр на крыле образуется уже некоторая зона местных сверхзвуковых скоростей.

видно, что струйки воздуха сужаются (от сечения 0-0 до сечения | -1), и затем расширяется, то есть имеет форму сопла Ловаля. После того, как воз­душный поток достигает в узком сечении скорость звука, произойдёт расширение, сопровождающее дальнейшим увеличением скорости - поток становится сверх­звуковым. Так как профиль крыла находится в дозвуковом потоке, то сверхзвуко­вая область не может быть безграничной I поток из сверхзвукового должен перей­ти в дозвуковой.

Плавное торможение сверхзвукового потока невозможно, поэтому торможе­ние потока происходит на скачке уплотнения, который возникает в каком-то месте над крылом (или под крылом) и называется местным скачком уплотнения.

Местные скачки уплотнения над поверхностью крыла находятся на некото­ром удалении от этой поверхности потому, что в пограничном слое скорость воз­растает от нуля до скорости потенциального потока, то есть там, где скорость в пограничном слое сверхзвуковая.

Т.о. между поверхностью тела с скачком образуется некоторый "зазор".

Рис. 2.12 Характер образования "Зазора".

В связи с тем, что давление за скачком больше, чем перед ним, воздуха через "зазор" будет перемещаться из зоны повышенного давления в зону пониженного давления.

Это приводит к набуханию и срыву пограничного потока.

Вопрос №10.Вибрация крыла и оперения

Ответ: Вибрация крыла и оперения – на больших скоростях возникает деформация крыла. Это приводит к возникновению вибраций с быстрым нарастанием амплитуды.

*****************************************

Флаттер – возникающие резонансные колебания, за счет не соответствия центров приложения аэродинамической силы или веса самолета.

Меры борьбы – увеличение жесткости крыла, применение противофлаттовых грузов.

Бафтинг – колебания возникающие на оперении за счет спутной стрелы под крылом летательного аппарата.

Меры борьбы – увеличение жесткости оперения, вынос хвостового оперения из зоны воздействия спутной струи.

Аэродинамический нагрев поверхности летательного аппарата – при полете на больших скоростях за счет трения частиц воздуха о летательный аппарат, торможение воздушным потоком, повышается температура (ЛА), что приводит к перегреву конструкции. из формулы получается при скорости 400 м/с – температура 80 градусов, при скорости 800 м/с температура 320 градусов.

Меры борьбы – применение жаропрочных материалов.