- •Нормальная земная система координат
- •Траекторные углы
- •Экспериментальные методы определения аэродинамических характеристик.
- •Критерии подобия в аэродинамическом эксперименте
- •Распространение слабых возмущений в сжимаемой среде. Скорость звука
- •Уравнения движения газа при сверхзвуковых скоростях
- •Взаимодействие между движущимся газом и телом при наличии вязкости
- •Распределение давления.
- •Теоретические основы аэродинамики.
- •Теорема Жуковского о подъёмной силе.
- •0,5 Хорда профиля 0,5 0,87
- •0 Рис. 33. Профиль единичной ширины
- •Расчёт и построение зависимости
- •Энергетические методы увеличения
- •Энергетические методы
- •Обдув крыла струей двигателей
- •Обдув снизу
- •Гидротруба гт-1 Продольный момент профиля
- •Профильное сопротивление
- •Волновое сопротивление
- •Скачки уплотнения
- •Природа скачка уплотнения
- •Распределение давления
- •Сверхкритические профили
- •III поколения
- •Геометрия профилей
- •Основные геометрические параметры крыла
- •Форма крыла в плане.
- •1 Поколение
- •2 Поколение
- •3 Поколение
- •Влияние удлинения крыла на наклон крыла
- •Крыло конечного размаха
- •70% Турбулентное
- •Стреловидное крыло
- •Недостатки стреловидных крыльев
- •Крылья малого удлинения кму
- •1. Разрушение вихря далеко за крылом
- •2. Разрушение вихря вблизи задней кромки крыла
- •3. Разрушение вихря на крыле 3
- •Крылья обратной стреловидности (кос)
- •Правило площадей
- •Поляра самолета
- •Выбор оптимальных геометрических параметров фюзеляжа
- •Форма мотогондолы
- •55 60 65 70 75 80 85 5% 10% Typical refan engines Last generation low-bypass engines
- •Параметры мотогондолы
- •Форма пилона
1-й
семестр
1-й
семестр
Задача аэродинамики - определение сил и моментов, действующих на самолет в результате его движения в воздушной среде. Удобно рассматривать обращенное явление: - на неподвижный самолет набегает поток воздуха. Доказано, что при этом аэр. сила и моменты не изменяются.
y
z
x
Рис. 1.
При этом на самолет действуют три силы, в проекциях на некоторые оси координат. Наиболее употребительной является скоростная система осей формируемая следующим образом: ось X направлена по скорости полета, ось в вертикальной плоскости симметрии, ось плоскости ХY в сторону правого крыла.
Существуют общепринятые международные формулы для аэродинамических сил:
(1)
В
S
S
Рис. 2.
ρ - плотность воздуха, определяется в зависимости от высоты полета по таблице стандартной атм.
V- скорость полета
Нормальная земная система координат
С
Горизонтальная
плоскость
земной поверхности
Рис. 3.1
Рис. 3.3
Вертикальная
плоскость
Горизонтальная
плоскость
Плоскость
симметрии ЛА
Рис. 3.4
V
Рис. 3.3. Связанная
система координат
и углы между осями связанной и нормальной
систем координат, определяющие положение
ЛА относительно земной поверхности.
Рис. 3.4. Скоростная
система координат
и углы между скоростной и связанной
системами координат, определяющие
положение ЛА относительно вектора
воздушной скорости ЛА.
Скоростная система координат
Система координат (рис. 3.4), начало которой помещено в центре масс ЛА, ось совпадает по направлению с вектором скорости, ось расположена в плоскости симметрии ЛА и направлена к верхней его части. Ось перпендикулярна плоскости .
Углы, определяющие положение летательного аппарата относительно
вектора скорости
Угол атаки - угол между связанной осью и проекцией вектора скорости на плоскость симметрии ЛА.
Угол скольжения - угол между вектором скорости и плоскостью симметрии ЛА.
Знаки углов атаки и скольжения определены на рис. 3.4.
Углы, определяющие положение летательного аппарата относительно
Земли
По определению нормальной и связанной систем координат положение ЛА относительно Земли определяется углами между осями связанной и нормальной системы координат.
Угол тангажа - угол между связанной осью и горизонтальной плоскостью .
Угол рыскания - угол между осью и проекцией связанной оси на горизонтальную плоскости .
Угол крена - угол между связанной осью и осью смещенной в положение, соответствующее нулевому углу рыскания.
Знаки углов определены на рис. 3.3.
Воздушная скорость летательного аппарата – скорость центра масс (начало связанной системы координат) относительно воздушной среды, не возмущенной летательным аппаратом.
Земная скорость летательного аппарата - скорость центра масс (начало связанной системы координат) относительно выбранной земной системы координат.
Путевая скорость летательного аппарата - проекция земной скорости летательного аппарата на горизонтальную плоскость.
Траекторные углы
Угол пути - угол между осью и путевой скоростью летательного аппарата (рис. 3.5).
- угол наклона
траектории
(траекторный угол)
Горизонтальная
плоскость
Рис. 3.5. Траекторные
углы, определяющие положение вектора
земной скорости ЛА относительно
нормальной системы координат
Выражение , носит название скоростной напор характеризующий таким образом режим полета летательного аппарата,
Коэффициенты C ,C , C называются аэродинамическими коэффициентами:
С - коэффициент лобового сопротивления,
С - коэффициент подъёмной силы,
С - коэффициент боковой силы.
Как видно из формул (1) , главная трудность состоит в определении аэродинамических коэффициентов. В общем случае можно сказать, что они зависят от геометрических обводов летательного аппарата (или его к.л. элемента), положения относительно набегающего потока воздуха (углов α и β) и от двух (главным образом) критериев подобия : по сжимаемости - от числа Маха (М) полёта и по вязкости воздуха - от числа Рейнольдса (Re).
Число Маха выражается формулой
(2)
и представляет собой отношение скорости полёта к скорости звука.
Скорость звука a=f(H) берется по таблице стандартной атмосферы в зависимости от высоты полёта Н, либо рассчитывается по приближенной формуле:
(3)
где = f(H) находится по таблице стандартной атмосферы.
Зависимость аэродинамических коэффициентов C ,C , C от геометрических обводов и угла атаки физически очевидна. Связь их с
числом М обусловлена принципиальной разницей в обтекании тел при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях.
Известно, что малые возмущения в среде распространяются со скоростью звука. Когда тело имеет скорость полета V<a, то возмущения от тела распространяются вперёд, причем наиболее интенсивно это воздействие ощущается на расстоянии (10-15)Н (см. рис. 4)
H
Рис. 4.
Вследствие этого частицы воздуха заранее и постепенно начинают двигаться по искривленным траекториям, в результате чего обеспечивается плавность обтекания, особенно при небольших углах атаки.
Е сли тело движется со скоростью V>a, то возмущения отстают от тела и находятся внутри "конуса возмущений" (см. рис. 5). При таком типе течения возмущения впереди тела отсутствуют, вследствие чего обтекание носит неплавный, а ударный характер.
Скачок
Конус возмущений
A
a
2a
2сек
1сек
A
3сек
3a
Рис. 5.
При этом у передних кромок тела образуется так называемый скачок уплотнения, в котором плотность воздуха и другие его параметры меняются, скачком. Обычно это явление сопровождается также повышением температуры в скачке уплотнения. Дополнительная энергия, необходимая для разогрева воздуха в конечном счете берется от двигателя самолета, что означает повышение тяги силовой установки, т.е. как бы преодолению дополнительного сопротивления. Таким образом переход к скачкообразному обтеканию как правило сопровождается резким ростом сопротивления. При этом существенно меняются и другие аэродинамические коэффициенты
(C , C ). Как указано выше, "признаком" типа обтекания является число Маха: М<0,8 - дозвуковое обтекание, М >1,2 - сверхзвуковое обтекание;
0,8<M<1,2 смешанное трансзвуковое обтекание. Отсюда очевидно вытекает зависимость аэродинамических коэффициентов от числа М.
Если рассматривать, самолёт не как материальную точку, а как физическое тело определённых размеров, то рассмотренные выше аэродинамические силы X,Y,Z будут давать аэродинамические моменты относительно к.л. точки летательного аппарата. Обычно в качестве такой точки выбирается его центр масс, в котором помещается начало координат скоростной системы. Общепринятые выражения для аэродинамических моментов имеют вид:
(4)
Учитывая, что коэффициенты моментов безразмерные, в формулы введены сомножители, имеющие размерность длины: (рис. 6 )
- размах крыла
- средняя аэродинамическая хорда крыла
Как правило коэффициенты моментов , , записываются в виде коэффициентов моментов отдельных элементов компоновки самолета.
y
z
V
x
G
Рис. 6.
На этапе предварительного проектирования самолёта требуется выбрать такие обводы, при которых соответствующие аэродинамические коэффициенты обеспечивают требуемые величины аэродинамических сил и моментов для выполнения заданных лётно-технических характеристик (дальности, скорости, высоты, времени полёта, длины взлётно-посадочной полосы и т.п.) а также требований по безопасности полёта ( характеристик устойчивости и управляемости). - задача проектирования самолета.
На этапе рабочего проектирования, постройки и доводки самолёта, как правило, геометрические обводы, выбранные на предварительном этапе, не претерпевают существенных изменений. В процессе рабочего проектирования производится уточнение аэродинамических коэффициентов, для чего строятся модели для испытаний в аэродинамических трубах (АДТ). Обводы моделей в точности (с учетом масштаба) соответствуют обводам строящегося самолёта - задача определения АДХ самолета.
Окончательная корректировка аэродинамических коэффициентов производится по результатам лётных испытаний самолёта.
На предварительных этапах проектирования выбор геометрических обводов, обеспечивающих требуемые аэродинамические коэффициенты и, следовательно, летно-техничеекие характеристики самолёта, производится главным образом с использованием расчетных методов, которые дают связь между обводами и аэродинамическими характеристиками, а также продувок в АДТ предварительных моделей поискового характера. Как правило они не позволяют получить точные количественные значения аэродинамических коэффициентов, с их помощью устанавливается только тенденции изменения характеристик. Кроме того, большинство точных расчетных методов очень трудоёмки, требуют много машинного времени и большого объёма памяти ЭВМ. (На практике используются приближ. методы)
На этапах рабочего проектирования и летных испытаний основным инструментом определения аэродинамических характеристик является
эксперимент в аэродинамической трубе. Расчётные методы применяются в упрощенном виде, в основном для пересчёта результатов испытаний модели на натурные условия.