пояснения к экзамену

1. Скачки уплотнения.  В зависимости от значения сверхзвуковой скорости полета и формы головной части тела скачок уплотнения, возникший на передних кромках, может иметь различную форму.  В общем случае скачок уплотнения имеет криволинейную форму. Присоединенный криволинейный скачок (а) образуется при обтекании заостренного тела. Отсоединенный криволинейный скачок (б), который в передней своей части с достаточным приближением может рассматриваться как прямой скачок , образуется при обтекании затупленного тела. По мере удаления от тела он переходит в косой скачок , а затем в волну Маха. Угол наклона скачка уплотнения  несколько больше угла наклона линии Маха  . При сверхзвуковом обтекании заостренного тела с прямолинейными образующими может возникнуть присоединенный прямолинейный скачок уплотнения (в).

2. В струйке, обтекающей профиль крыла, площади поперечных сечений по потоку сначала уменьшаются (от сечения I–I до сечения II–II), а затем увеличиваются.  При критической скорости полета в критическом (наименьшем) сечении II–II достигается местная скорость  , равная местной скорости звука  , и далее вниз по потоку в расширяющейся струйке скорость потока продолжает нарастать. На поверхности профиля появляется местная сверхзвуковая зона (между сечениями II–II и III–III), которая в сечении III–III замыкается местным прямым скачком уплотнения. Скорость потока за скачком становится дозвуковой и далее по потоку уменьшается, сравниваясь за крылом (в сечении IV–IV ) с дозвуковой скоростью набегающего потока  .Таким образом, в общем дозвуковом потоке, обтекающем самолет, появляются зоны сверхзвуковых течений и возникают явления волнового кризиса.

3. Одной из форм представления аэродинамических характеристик самолета является поляра – взаимозависимость коэффициентов  и . Каждая точка на поляре соответствует определенному углу атаки .

4.  Принято представлять аэродинамические характеристики самолета в виде зависимостей составляющих коэффициента полной аэродинaмической силы ( и ) от полетных углов ( и ). Примерные зависимости  и приведены на рисунке.

При достижении критического угла атаки на крыле начинается срыв потока, подъемная сила резко падает. Срыв обычно начинается не одновременно на левой и правой консоли крыла (франц. console – конструкция, жестко закрепленная одним концом при свободном другом). Срыв потока происходит вследствие наличия скольжения, технологических неточностей при изготовлении самолета – возможна "валежка" (резкое кренение самолета). Поэтому в эксплуатации ограничивают диапазон летных углов атакисамолета предельно допустимым углом , который меньше  на 2–5

5. Принцип Д Аламбера

Движущийся в криволинейном пространственном полете самолет можно рассматривать как находящийся в равновесии, если по принципу Д’Аламбера (по имени французского математика, механика и философа Ж.Л.Д’Аламбера) включить в число

действующих на него сил силу инерции , равную сумме инерционных сил, действующих на каждый агрегат самолета. Таким образом, можно записать:

6. Силы инерции при маневре

При ускоренном поступательном и вращательном движении самолета на каждый агрегат или размещенный на самолете груз действуют инерционные силы , где m_i – масса i-го агрегата самолета;  – линейное ускорение i-го агрегата. В этом случае линейное ускорение каждого агрегата вследствие вращательного движения самолета будет отличаться от линейного ускорения центра масс самолета тем больше, чем дальше от центра масс самолета находится агрегат.

7. Некоторые формы (серии) профилей:

а - симметричный двояковы-пуклый; б - несимметричный плосковыпуклый; г - клиновидный; д - ромбовидный; е - S - образный; ж - выпукло-вогнутый

8. Сдув и отсос погранслоя . Сдув или отсос пограничного слоя через щели (или перфорацию) 1 в обшивке интенсифицирует течение в пограничном слое и позволяет сохранить ламинарное течение на значительной части поверхности крыла.Управление пограничным слоем (УПС) или управление ламинарным обтеканием (УЛО) позволяет существенно снизить сопротивление трения, затянуть срыв потока на большие углы атаки, повысить аэродинамическое качество несущей поверхности.

9. Обтекание крыла с двухщелевым закрылком. Наиболее распространенным видом механизации задней кромки крыла в настоящее время являются выдвижные многощелевые закрылки.

На рисунке показан двухщелевой закрылок, применение которого повышаетнесущую способность крыла за счет увеличения кривизны профиля, площади крыла и более плавного обтекания крыла, что обусловлено перетеканием воздушного потока через щели между крылом, дефлектором (от лат. deflecto – отклоняю, отвожу) и собственно закрылком.

10. Обтекание крыла с предкрылком и двухщелевым закрылком. Для обеспечения возможности полета на больших углах атаки применяетсямеханизация передней кромки крыла, например предкрылок –выдвигающийся вперед профилированный носок крыла.

Благодаря перетеканию потока с нижней поверхности крыла через щель за предкрылком ускоряется поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла, и срыв затягивается до больших углов атаки.

11. Аэродинамический спектр обтекания крыла

Чтобы проследить траектории струй воздуха, выпустим в поток воздуха 1 дым 2от специального дымаря через отверстия в трубке 3. Струйки дыма 4 дадут намспектр обтекания крыла, в котором можно выделить характерные участки. Часть потока 5 перед телом, в которой струйки не деформированы присутствующим в потоке телом и текут прямолинейно с одинаковой скоростью, называется невозмущенным потоком.Скорость невозмущенного потока в дальнейшем будем обозначать символом . Часть потока 6, в которой струйки деформированы присутствующим в потоке телом, называется возмущенным потоком.  Под влиянием вязкости (внутреннего трения) на поверхности тела 7 скорость воздуха становится равной нулю.По мере удаления от тела в направлении, перпендикулярном его поверхности, скорость течения увеличивается и на некотором расстоянии от поверхности тела, очерченном границей 8, достигает скорости, которая по мере удаления от тела практически не меняется.  Слой воздуха, в котором происходят изменения местной скорости обтекания тела, называется пограничным слоем (погранслоем) 9а, 9б, 9в.

 Вначале струйки воздуха в пограничном слое будут двигаться плавно, слоисто, не перемешиваясь между собой. Эта часть 9а пограничного слоя называетсяламинарным (от лат. lamina – лист, пластинка, полоска) пограничным слоем.

12. Давление на профиле

В процессе эксперимента можно измерить давление в различных точках обтекаемого тела. Отложив перпендикулярно контуру профиля значения давлений, измеренные в соответствующих точках, в виде векторов, получим эпюру распределения давления по профилю крыла. Измерения показывают, что на носике профиля образуется зона повышенного давления, отмеченная на эпюре знаком "плюс"; на верхней и нижней поверхности профиля образуются зоны пониженного давления, которые отмечены на эпюре знаком "минус".В результате аэродинамических экспериментов установлено, что причинами возникновения сил, действующих на обтекаемое потоком воздуха тело, являются трение воздуха в пограничном слое и давление воздушного потока на обтекаемое тело.

13. Вихревое движение при обтекании профиля

Распределение скоростей  при несимметричном обтекании профиля сходно с распределением скоростей при вихревом движении. Н.Е.Жуковский, разработавший в 1906 году теорию подъемной силы крыла,предложил моделировать крыло вихрем, при взаимодействии которого с плоскопараллельным набегающим потоком скорости их суммируются. На верхней поверхности вихря скорость частиц увеличивается , на нижней – уменьшается . Значение возникающей при этом подъемной силы зависит от интенсивности вихря, которая измеряется так называемой циркуляцией скорости Г профиля крыла. сти вихря, которая измеряется так называемой циркуляцией скорости Г профиля крыла.

где ds – элементарная длина соответствующего участка контура.

14. Расчетная схема крыла.

Крыло, нагруженное в полете, можно представить в виде балки, заделанной в фюзеляже и находящейся в равновесии под действием равномерно распределенной по крылу воздушной нагрузки qвоз, распределенной массовой нагрузки qмас и силы тяжести двигателя Gдв.

Крыло самолета на стоянке можно представить в виде балки, нагруженной распределенной массовой нагрузкой qмас и силой реакции шасси Rш.