- •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
Правило площадей
Распределение площадей поперечных сечений самолета по его длине должно быть плавным, без резких выступов и по возможности приближаться по форме к телу “Сирса-хаака”.
тело ‘’С-х’’
график
площадей
На практике
график поперечных площадей оказывается
далек от оптимального. При разработке
компоновки следует по возможности
разносить
элементы самолета по его длине, крыло,
мотогондолы, оперение …
В тех местах, где
добавляется площадь сечения элемента
нужно “поджимать”
фюзеляж, придавая ему не форму цилиндра
на 70% длины, как это делается сейчас из
технических соображений (т.е. делать
фюзеляж переменного диаметра).
S
Применение правил площадей в сочетании с другими мероприятиями – увеличение удлинения носовой и хвостовой частей фюзеляжа, угла стреловидности крыла, более тонкое крыло и оперение, специальные формы зализов крыла и наплывов позволяет на таких самолетах достигать в крейсерском полете .
d
Поляра самолета
До сих пор рассматривались отдельно подъемная сила и сопротивление. Но есть общая формула:
(48)
Видно из рис. 85, что зависимость есть парабола 2-й степени, что справедливо до значений , когда применима линейная теория, и для чисел , когда можно пренебречь влиянием сжимаемости.
М=0,2
- аэродинамическое
качество
=> максимальное
аэродинамическое качество =>
Сетка поляр должна
соответствовать сетки
в зоне
п-ра 2
ст
реальная поляра
0,5
Рис. 84.
главный показатель
аэродинамического
совершенства
самолета =>
при
(например
;
H=11км)
2
5
7
10
0,4
М=0,2
0,9
сетка поляр
0,8
0,6
0,2
2
5
7
10
0,6
0,8
Рис. 85.
До значений (т.е. до ) поляры для предварительных расчетов могут быть построены приближенно на основании формул [например *)]. При больших и поляры получаются из продувок АДТ.
На каждой поляре величина может быть найдена графически, как на рис *)*) с помощью графика *) на полярах могут быть нанесены углы атаки. При больших меняется , , кроме того возрастает при больших , по данным рис. (см. ниже).
2.
1
2
1,0
М
0,6
1.
М=0,2
0,8
увеличение
за счет роста
при
увеличение
Если говорят о самолете, то вместо обозначения пишут или
0,5
Для сравнительных оценок применяется график , имеющий вид:
точка крейсерского
полета
Некоторое снижение
на участке 1 не имеет надежного объяснения
(это экспериментальные данные). На
участке 2 проявляется
.
1
2
0,2
М
Для расчета дальности полета важным показателем является аэродинамическая эффективность . Значение соответствует максимальной дальности полета. Кривая является экспериментальной по данным АДТ. Окончательная величина устанавливается в летных испытаниях, как правило, по оценкам минимального расхода топлива.
В предварительных расчетах необходимо учесть вредное сопротивление, которое образуется на Л.А. за счет неровностей поверхности (стыков, лючков, заклепок, антенн и т.п.)
(49)
Коэффициент учитывается к данным продувок в АДТ. Если получен чисто расчетным методом, то еще вводится коэффициент интерференции.
(50)