- •Посвящается 75-летию Московского авиационного института системный подход к проектированию ла.
- •1.1. Техническое задание на проектирование
- •1.2. Сложные (большие) системы, их свойства .
- •1.3. Летательный аппарат – главный элемент авиационного и ракетно-космического комплекса
- •1.4. Системы и компоновка летательного аппарата
- •Инженерное обеспечение проектирования летательного аппарата.
- •2.1. Основные этапы проектирования авиационного комплекса
- •2.2. Иерархия систем летательного аппарата. Специализация инженеров, создающих системы.
- •Глава 3 среда в которой существует и функционирует летательный аппарат
- •3.1. Факторы, влияющие на функциональные возможности и облик летательного аппарата
- •3.2. Естественная внешняя среда - атмосфера Земли и околоземное пространство
- •3.2.1. Основные параметры и свойства воздуха в атмосфере
- •3.2.3. Решение проектно-конструкторских задач и неопределенность по параметрам естественной внешней среды
- •3.3. Искусственная внешняя среда
- •3.3.1. Аэропорт. Взлетно-посадочная полоса
- •3.3.2. Наземные системы обслуживания и подготовки самолета к полету
- •3.3.3. Обеспечение регулярности и безопасности полетов пассажирских самолетов
- •3.3.4. Стартовый ракетный комплекс
- •3.3.5. Решение проектно-конструкторских задач и неопределенность по параметрам искусственной внешней среды
- •Часть вторая теоретические основы авиационной техники
- •Глава 4 принципы полета и классификация летательных аппаратов
- •4.1. Классификация принципов полета
- •4.2. Реализация ракетодинамического и баллистического принципов полета
- •4.3. Реализация аэростатического принципа полета
- •4.4. Реализация аэродинамического принципа полета
- •4.5. Летательные аппараты, реализующие несколько принципов полета
- •4.6. Крылатый летательный аппарат в космическом пространстве
- •Глава 5 основы аэродинамики
- •5.1. Взаимодействие среды и движущегося тела. Классификация скоростей полета
- •5.2. Аэродинамический эксперимент
- •5.3. Аэродинамические силы
- •5.4. Основные законы аэродинамики
- •5.5. Элементы аэродинамики больших скоростей
- •5.6. Системы осей координат
- •5.7. Аэродинамические характеристики самолета
- •Глава 6 основы динамики полета самолета 6.1. Траектории движения
- •6.2. Силы, действующие на самолет в полете
- •6.3. Пространственное движение самолета
- •6.4. Понятие об аэродинамическом расчете
- •Глава 7 аэродинамическая компоновка летательных аппаратов
- •7.1. Геометрические параметры обтекаемых тел
- •7.1.1. Геометрические параметры несущей поверхности (крыла)
- •7.1.2 Геометрические параметры несущих частей самолета (фюзеляжа)
- •7.2.1. Аэродинамические схемы. Продольная балансировка, устойчивость и управляемость самолета
- •ΔδΔYг.О.ΔMz ΔωzΔαΔYсам δ¯ny.
- •7.2.2. Боковая балансировка, устойчивость и управляемость самолета
- •7.2.3. Состав системы управления самолетом
- •7.2.4. Показатели управляемости самолета
- •7.3. Влияние на аэродинамическую компоновку условий базирования и эксплуатации
- •7.4. Летательные аппараты короткого и вертикального взлета и посадки
- •7.4.1. Вертолеты
- •7.4.2. Самолеты вертикального (укороченного) взлета и посадки
- •7.5. Гидроавиация
- •7.6. Самолет изменяемой геометрии
- •7.7. Средства обнаружения и аэродинамическая компоновка
- •7.8. Аэродинамическая компоновка и активные системы управления
- •Глава 8 основы прочности и жесткости летательных аппаратов
- •8.1. Нагружение агрегатов самолета и их деформация под нагрузкой
- •8.2. Статическое и динамическое нагружение частей летательных аппаратов
- •8.3. Нормы прочности - закон при создании конструкции самолета
- •8.4. Предварительная динамическая компоновка летательных аппаратов
- •8.5. Прочностной эксперимент
- •8.6. Активные системы управления и нагружение частей самолета
- •8.7. Понятие надежности и живучести летательного аппарата
- •Инженерные основы авиационной техники
- •Глава 9 взлетная масса самолета
- •9.1. Взлетная масса как критерий выбора проектного решения
- •9.2. Уравнение существования самолета
- •Глава 10 основные элементы конструкции летательных аппаратов
- •10.1. Основные конструкционные материалы
- •10.2. Внешние нагрузки и реакции опор
- •10.3. Простейшие виды нагружения и простейшие конструктивные элементы
- •10.3.1. Растяжение
- •10.3.2. Сжатие
- •10.3.3. Сдвиг
- •10.3.4. Кручение
- •10.3.5. Изгиб
- •10.4. Подкрепленные тонкостенные оболочки - основа конструкции планера летательных аппаратов
- •Глава 11 элементы конструкции планера самолета
- •11.1. Примеры конструктивно-технологических решений
- •11.2. Конструктивно-силовые схемы агрегатов планера самолета
- •11.3. Реализация требований тз в процессе разработки конструкции
- •Глава 12 элементы конструкции систем управления
- •12.1. Системы прямого управления самолетом
- •12.2. Усилия на рычагах управления
- •12.3. Система непрямого (бустерного) управления
- •Глава 13 элементы конструкции шасси
- •13.1. Движение самолета по аэродрому
- •13.2. Амортизационная система самолета
- •13.3. Конструктивные схемы амортизационных стоек шасси
- •Глава 14 основы устройства силовых установок летательных аппаратов
- •14.1. Двигатели, применяемые на летательных аппаратах
- •14.2. Воздухозаборники и сопла двигателей самолета
- •14.3. Топливная система самолета
- •Глава 15 бортовые системы и оборудование самолета
- •15.1. Пассажирское бортовое и специальное оборудование
- •15.2. Системы кондиционирования и индивидуального жизнеобеспечения
- •15.2.1. Влияние условий полета на организм человека
- •15.2.2. Системы кондиционирования воздуха в гермокабинах
- •15.2.3. Системы индивидуального жизнеобеспечения
- •5.3. Системы защиты в особых условиях
- •15.3.1. Противообледенительные системы
- •15.3.2. Противопожарные системы
- •15.4. Системы спасения и десантирования
- •15.4.1. Средства спасения на пассажирских самолетах
- •15.4.2. Средства спасения на военных самолетах
- •15.4.3. Системы десантирования
- •15.5. Пилотажно-навигационное и радиотехническое оборудование
- •15.5.1. Пилотажно-навигационное оборудование
- •15.5.2. Радиотехническое оборудование
- •15.5.3. Комплексы бортового радиоэлектронного оборудования
- •15.5.4. Бортовое оборудование и кабина экипажа
- •15.6. Бортовые энергетические системы летательных аппаратов
- •Глава 16 основы производства летательных аппаратов
- •16.1. Основные этапы изготовления летательных аппаратов
- •16.2. Производство авиационного предприятия и субподрядчики
- •16.3. Стандартизация и унификация в авиационном производстве
- •16.4. Некоторые технологические аспекты проектирования летательных аппаратов
- •Глава 17 основы эксплуатации летательных аппаратов
- •17.1. Основные фазы существования летательных аппаратов в эксплуатации
- •17.2. Некоторые аспекты технической эксплуатации агрегатов и систем самолета
- •17.3. Некоторые эксплуатационные аспекты проектирования
- •Глава 18 основы проектирования летательных аппаратов
- •18.1. Содержание процесса и основные этапы проектирования летательных аппаратов
- •18.2. Некоторые экономические аспекты проектирования
- •18.3. Некоторые эргономические и экологические аспекты проектирования
- •18.4. Формальные и неформальные аспекты проектирования
- •18.5. Проектирование самолета и эвм
- •18.6. Сертификация самолетов гражданской авиации
- •Часть четвертая краткий обзор развития отечественной авиационной техники
- •Глава 19 самолетостроение в довоенный период и в годы великой отечественной войны
- •19.1. Начало пути
- •19.2. Самолеты 30-х годов
- •19.3. Самолеты предвоенных лет и в годы Великой Отечественной войны Советского Союза
- •Глава 20 отечественная авиация в послевоенный период
- •20.1. Освоение больших дозвуковых скоростей полета
- •20.2. Сверхзвуковая боевая авиация
- •20.3. Развитие гражданской авиации
- •20.4. Гражданские и боевые вертолеты
- •20.5. Авиация России в 90-е годы
- •Глава 21 возможные пути развития гражданской авиации и задачи, стоящие перед самолетостроением
- •21.1. Общие закономерности развития гражданского самолетостроения
- •21.2. Увеличение коммерческой нагрузки
- •21.3. Увеличение рейсовой скорости
- •21.4. Уменьшение расходов на эксплуатацию
- •21.5. Уменьшение массы самолета
- •21.6. Увеличение аэродинамического качества самолета
- •21.7. Уменьшение расхода топлива
- •Заключение
5.5. Элементы аэродинамики больших скоростей
Ранее рассматривалось обтекание тел потоком воздуха при скоростях (числах М), на которых сжимаемость воздуха практически не проявляется. С увеличением скоростей полета (чисел М) сжимаемость воздуха существенным образом изменяет картину обтекания. Это связано с особенностями распространения возмущений при сверхзвуковых течениях.
Рис. 5.20. Мгновенная картина сферических волн возмущения |
Если самолет, каждая точка которого является источником слабых возмущений, распространяющихся во все стороны со скоростью звука в виде колебаний давления и плотности воздуха, летит с дозвуковой скоростью (рис. 5.20,а), сферические волны возмущений опережают самолет, т. е. все пространство вокруг летящего самолета является возмущенным.
При полете самолета со скоростью, равной скорости звука (рис. 5.20,б), созданные самолетом сферические волны возмущений, имеющие также скорость звука, не могут оторваться от источника возмущений и уйти вперед. Они будут накладываться одна на другую и, имея с самолетом общую точку касания, создадут перед ним плоскую поверхность, на которой все звуковые волны находятся в одной фазе колебаний - фазе уплотнения. Эта поверхность разделяет пространство на две области - невозмущенную перед самолетом и возмущенную за ним.
При сверхзвуковой скорости полета самолета (рис. 5.20,в) сферические волны возмущений будут отставать от источника, граница возмущений будет проходить на конической поверхности, называемой конусом возмущений или волной Маха. Угол между образующей этого конуса (линией Маха) и направлением скорости полета называется углом Маха. Его значение определяется отношением пути s=at, пройденного волной возмущения со скоростью звука a за определенный промежуток времени t, к пути L = Vt, пройденному за это же время самолетом, летящим со скоростью V:
На поверхности конуса Маха, следовательно, будет происходить наложение волн возмущения, находящихся в фазе уплотнения. Поверхность конуса Маха разделяет пространство вокруг летящего самолета на две области - возмущенную внутри конуса и невозмущенную вне его. Отличительной особенностью именно сверхзвуковых потоков является то, что в сверхзвуковом потоке конусы возмущений (слабые возмущения от множества точечных источников возмущений) накладываются друг на друга и, суммируясь, создают более сильное возмущение среды - ударную волну. Ударная волна, перемещаясь во все стороны, как бы "останавливается" набегающим потоком, и скорость ее распространения сравнивается со скоростью набегающего сверхзвукового потока. Такая "остановленная" набегающим сверхзвуковым потоком ударная волна называется скачком уплотнения. Таким образом, в непосредственной близости от обтекаемого потоком тела скачок уплотнения, возникший на передних кромках обтекаемого тела (самолета), является границей возмущений, вызванных телом. По мере удаления от тела скачок уплотнения переходит в волну Маха.
Рис. 5.21. Формы головных скачков уплотнения |
В зависимости от значения сверхзвуковой скорости полета и формы головной части тела скачок уплотнения, возникший на передних кромках, может иметь различную форму (рис. 5.21).
В общем случае скачок уплотнения имеет криволинейную форму.Присоединенный криволинейный скачок (рис. 5.21,а) образуется при обтекании заостренного тела. Отсоединенный криволинейный скачок (рис. 5.21,б), который в передней своей части с достаточным приближением может рассматриваться как прямой скачок ( = /2), образуется при обтекании затупленного тела. По мере удаления от тела он переходит в косой скачок ( < /2), а затем в волну Маха. Заметим, что угол наклона скачка уплотнения q несколько больше угла наклона линии Маха µ. При сверхзвуковом обтекании заостренного тела с прямолинейными образующими может возникнуть присоединенный прямолинейный скачок уплотнения (рис. 5.21,в).
Рис. 5.22. Изменение параметров потока в скачке уплотнения |
Скачок уплотнения (рис. 5.22) можно рассматривать как слой весьма малой толщины (=10-510-6 см, т. е. порядка длины свободного пробега молекул), "натолкнувшись" на который сверхзвуковой поток теряет часть своей кинетической энергии в результате преобразования ее в энергию давления и тепловую энергию. Одновременно с резким уменьшением скорости от V1 до V2 в скачке происходит резкое (скачкообразное) повышение давления (p2>p1), плотности (2> 1) и температуры (T2>T1).
Установлено, что переход от сверхзвуковой скоростиV1 к дозвуковой V2 всегда происходит только в прямом скачке уплотнения (рис. 5.22,а). В косом скачке (рис. 5.22,б) качественно параметры потока меняются так же, как в прямом, но интенсивность изменения параметров меньше, и за косым скачком вектор скорости потока изменяет направление, а скорость V2 может оставаться сверхзвуковой. Процессы, происходящие в скачках, необратимы, так как часть тепла, выделяющаяся при нагревании воздуха в скачке, рассеивается в окружающем пространстве. Поскольку интенсивность косых скачков уплотнения меньше, чем прямых, потери энергии в косом скачке меньше. Потери энергии в скачке уплотнения являются дополнительным источником сопротивления.
Явления, связанные с возникновением ударных волн и скачков уплотнения, называютсяволновым кризисом.
Рис. 5.23. Изменение параметров потока в струйке |
Свойства сжимаемости воздуха на больших скоростях полета приводит к тому, что изменение параметров сверхзвукового потока (скоростиV и давления р) в струйке коренным образом отличается от дозвукового потока (рис. 5.23). Так, при движении потока сжимаемого газа со сверхзвуковой скоростью в суживающемся канале скорость потока убывает (V |), а давление растет (p |). Это никоим образом не противоречит выводам, сделанным ранее на основании уравнения неразрывности и уравнения Бернулли. Если не упрощать модель течения, как мы сделали это ранее, приняв плотность газа постоянной, мы из этих уравнений получим результаты, отраженные на рис. 5.23.
Явления волнового кризиса проявляются уже на больших дозвуковых (критических) скоростях полета. На поверхности обтекаемого тела местная скорость потокаVм, увеличиваясь с ростом скорости полета V (M), может достигнуть местной aм скорости звука в потоке. На поверхности самолета, летящего с дозвуковой скоростью (M<1), возникают зоны потока с местными скоростями Mм, равными скорости звука и превышающими ее (Mм 1).
Скорость полета самолетаV (M), при которой где-либо на поверхности самолета местная скорость обтекания становится равной местной скорости звука, называется критической скоростью Vкрит (M крит). Естественно, что Mкрит<1.
Рис. 5.24. К возникновению волнового кризиса |
В струйке, обтекающей профиль крыла (рис. 5.24), площади поперечных сечений по потоку сначала уменьшаются (от сечения I-I до сечения II-II), а затем увеличиваются.
При критической скорости полета вкритическом (наименьшем) сечении II-II достигается местная скорость Vм, равная местной скорости звука aм, 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 V. Таким образом, в общем дозвуковом потоке, обтекающем самолет, появляются зоны сверхзвуковых течений и возникают явления волнового кризиса.
Рис. 5.25. Эпюры распределения давления: 1 - при доктрических скоростях полета; 2 - при закритических скоростях полета |
При достижении критических скоростей полета изменяется спектр обтекания, на эпюре давлений (рис. 5.25) появляется резкое скачкообразное повышение давления (скачок уплотнения), возникаетсрыв потока из-под скачка (волновой срыв) , ухудшаются несущие способности крыла, центр давления смещается назад по потоку, появляется дополнительное лобовое сопротивление, связанное с необратимыми потерями энергии в скачке. Это дополнительное лобовое сопротивление называют волновым сопротивлением.
С увеличением скорости полета скачки уплотнения появляются на нижней поверхности крыла, далее они сдвигаются к задней кромке, при достижении сверхзвуковой скорости скачки "садятся" на передние кромки несущих и ненесущих поверхностей.
На передних кромках вточках полного торможения потока (критических точках), где вся кинетическая энергия превращается в потенциальную энергию давления потока (скоростной напор V2/2 трансформируется в статическое давление p), давление и температура будут наибольшими.
Температуру торможения Tт и давление pт в критической точке можно рассчитать по формулам:
где |
Tт |
|
температура воздуха в точке торможения, К; |
|
|
TH |
|
температура воздуха на данной высоте, К; |
|
|
V |
|
скорость полета, м/с; |
|
|
aH |
|
скорость звука на данной высоте, м/с; |
|
|
H |
|
плотность воздуха на данной высоте, кг/м3; |
|
|
pT |
|
давление воздуха в точке торможения, Па; |
|
|
pH |
|
давление воздуха на данной высоте, Па. |
|
Зависимость параметров потока в точке торможения от числа М полета самолета в стратосфере (Н11000 м) представлена на рис. 5.26.
Рис. 5.26. Зависимость параметров потока в точке торможения от числа М |
гиперзвуковых скоростях полета головной скачок уплотнения почти прижат к обтекаемой поверхности. Его взаимодействие с пограничным слоем вызывает значительный рост температуры, изменение физических и химических свойств воздуха.