Симметричное и несимметричное обтекание. Причины возникновения профильного сопротивления.

При движении тела в воздухе возникают силы сопротивления трения и силы сопротивления давления. Причиной возникновения сил сопротивления трения является вязкость воздуха (за счёт трения частиц о поверхность причиной возникновения сил сопротивления давления наличие разности сил давления действующих на тело с двух сторон).

1. При симметричном обтекании тела возникает профильное сопротивление, состоящее из сопротивления давления и сопротивления трения.

P₁ > P₂, P₁ - P₂ = X_давл.

X_проф. = Х_дав. + X_трен.

X_давл. < X_трен.

X_проф. = Х_дав. + X_трен.

Наименьшее профильное сопротивление дают тела каплевидной формы. Они называются удобообтекаемыми и широко применяются в аэродинамике.

Сопротивление удобообтекаемого тела во многом зависит от его удлинения.

Удлинением – обтекаемого тела называется отношение наибольшей длины тела к его максимальной высоте (диаметру поперечного сечения тела).

Опытом установлено, что оптимальное удлинение, при котором сопротивление тела наименьшее равно 3 – 3,5 (λ = 3 – 3,5).

При λ > 3,5 сопротивление увеличивается за счёт увеличения поверхности трения.

При λ < 3 сопротивление тела так же увеличивается за счёт увеличения разности давлений.

2. При несимметричном обтекании вследствие разности давлений и трений частиц воздуха о поверхность тела возникает полная аэродинамическая сила R, которая по правилу параллелограмма раскладывается на две составляющие:

– подъёмную силу Y, направленную перпендикулярно к потоку;

– лобовое сопротивление X, направленное назад по потоку.

R – Полная аэродинамическая сила;

Y – Подъёмная сила;

X – Сила лобового сопротивления.

Основной закон сопротивления воздуха.

С

Аэродинамическая сила R (сила сопротивления воздуха) прямопропорциональна своему коэффициенту (С _R), массовой плотности (ρ), квадрату скорости и площади Миделя.

формулирован Ньютоном, а окончательную формулировку дал Жуковский.

R = С_R* *S (кг)

где C_R – аэродинамический коэффициент аэродинамической силы зависит от:

• формы тела;

• состояния поверхности тела;

• положения тела в потоке.

Определяется опытным путём при продувке тел в аэродинамической трубе.

ρ – массовая плотность;

V – скорость полёта;

S – площадь Миделя называется площадь наибольшего сечения , перпендикулярного к потоку.

При определении аэродинамической силы крыла берётся не площадь Миделя, а площадь крыла в плане.

Тема №4. Аэродинамические характеристики крыла и самолёта.

Основные геометрические характеристики крыла.

Крыло – предназначено для создания аэродинамической подъёмной силы, необходимой для удержания самолёта в воздухе и обеспечения поперечной устойчивости самолёта.

(по расположению – низкоплан)

в зависимости от числа – моноплан– одно крыло).

Як- 18т плоско-выпуклый серии Кларк УН

Профиль – форма сечения крыла, полученная при сечении крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолёта.

(двояковыпуклый несимметричный)

Хорда крыла (b) – отрезок прямой, соединяющей наиболее удалённые точки профиля.

(корневая хорда – в корне)

(концевая хорда – в конце)

Сужением крыла – называется отношение корневой хорды к концевой.

ς (эта) ς=2(1.88)

Относительной толщиной профиля ( ) – отношение максимальной высоты профиля к хорде крыла, выраженное в процентах %.

_центр. = 14,5%

Як-18т

_{консол.} = 9%

Относительная толщина крыльев и лопастей винтов находится в пределах 3–25%

По величине профили крыльев делятся на:

• Тонкие – < 6%

• Средние – 6% < <12%

• Толстые – > 12%.

Относительная кривизна профиля ( ) – отношение максимальной кривизны к хорде в процентах.

Як-18т f = 1%

Форма крыла в плане – называется проекция крыла на гор.поверхность.

(трапециевидная).

Размах крыла (l ) – расстояние между крайними точками консолей крыла.

l = 11160 мм.

(l = 11м 16см).

Площадь крыла – площадь крыла, в плане включая и часть крыла занятую фюзеляжем.

S = 18,8 м²

Удлинение крыла – отношение размаха крыла к хорде.

(для прямоугольного крыла).

λ = 6,6

(для любого крыла)

Углом поперечного V крыла – называется угол, заключённый между поперечной осью и нижней поверхностью крыла.

V = 7º20´

Этот угол предназначен для улучшения

поперечной устойчивости самолёта.

Угол стреловидности крыла – угол, заключённый между поперечной осью и передней кромкой крыла или линии 0,25 хорды.

Ψ = 2º

(пси)

Предназначен для получения необходимого сужения крыла и, кроме того, улучшает путевую и поперечную устойчивость.

Угол установки крыла ( φ ) – угол, заключённый между хордой и продольной осью самолёта (ПОС).

= 2º

Предназначен для уменьшения сопротивления фюзеляжа в полёте и для улучшения обзора лётчика.

Угол атаки крыла ( α ) – угол, заключенный между хордой крыла и набегающим потоком.

Угол атаки в полёте изменяет пилот при помощи руля высоты и элеронов.

Угол атаки может быть: положительным, равным нулю и отрицательным.

1) α = 0 2) α (+)

3) α (-)

Удельная нагрузка на крыло (“q”) называется нагрузка на 1 м² площади крыла.

q = 90

Классификация крыльев.

Форма профиля	Толщина профиля	Форма в плане
1. Симметричный	- тонкие до 8%	1.Эллипсовидное Имеет наименьшее «Х»
2. Двояковыпуклый	- средние от 8%< <12%	2.Прямоугольное
3. Плосковыпуклый	- толстые > 12%.	3.Трапециевидное
4. S – образный (самобалансируемый)		4.Стреловидное
5. Клиновидный		5.Треугольное
6. Сверхкритическое

Крутка крыла – изменение формы и относительного положения профилей вдоль размаха.

Бывает:

– геометрическая

– аэродинамическая.

Аэродинамическая крутка – получена применением профилей с разной относительной толщиной ( ) и относительной абсциссой.

Аэродинамическая крутка – она образована только поворотом сечений относительно друг друга.

Крутка применяется для улучшения поперечной устойчивости уменьшения сопротивления на больших углах атаки.

Угол скольжения (β) – называется угол между плоскостью симметрии самолёта и направлением скорости набегающего потока.