Гидротруба гт-1 Продольный момент профиля

Коэффициент продольного момента профиля крыла вычисляется, как правило, либо относительно точки передней кромки, либо относительно центра масс самолёта. В последнем случае, обычно учитываются и другие моменты, действующие на самолёт, т.е. рассматривается не сечение, а компоновка в целом.

Моментная характеристика профиля связана с характеристикой и часто строится на том же графике (рис. 41)

a)

б)

Рис. 41.

Если в эту формуле вместо подставить его выражение и учесть рис. 41б

(37)

или

Обычно крыло самолёта располагается относительно центра масс таким образом, чтобы его фокус находился позади у центра масс. Разность называется запасом продольной статической устойчивости.

Выразим величину из формулы для получаем

(38)

Поэтому удобно характеристику продольного момента строить не в координатах , а в координатах - рис. 42 , исключая промежуточный параметр α из графиков - рис.41 (см. выше). Тогда запас устойчивости можно оценить сразу, снимая производную с графика рис. 42.

“-”

Рис. 42.

Здесь:

- зависит от несимметрии профиля (связан с )

- относительная координата центра масс, отсчитывается от носка некоторой условной хорды крыла (САХ)

- относительная координата точки приложения приращения подъёмной силы от угла атаки , которая называется фокусом профиля

- плечо силы

Ф

M=1,2

окус профиля располагается при дозвуковых скоростях на хорды крыла, на сверхзвуковых скоростях - на 0,5 хорды. Это объясня­ется характером распределения давления по профилю крыла - рис. 43.

M=0,5

0,5b

Р

0,25b

ис. 43.

Профильное сопротивление

Существенным недостатком методов теории невязких течений является равенство нулю силы сопротивления. Это объясняется проще всего полностью симметричным характерам невязкого обтекания кругового цилиндра, при котором проекция всех сия давления на ось X равна нулю, что говорит об отсутствии сопротивления, поскольку в невязкой жидкости М силы трения также отсутствуют. Однако этот результат может рассматривать­ся, как предельный при оценке величин аэродинамического качества. Так в одном из тщательно проведенных экспериментов

( Эшли стр. 78) было получено качество около 300.

“-”

A

B

“+”

“+”

“-”

Рис. 44. Безотрывное обтекание

Однако в подавляющем большинстве реальных случаев вязкостью и сжимаемостью пренебрегать нельзя, потому существует сила сопротивления, в которую входят:

1. Сопротивление трения, зависящее от коэффициента трения

пограничный слой

напряжение трения

2. Сопротивление давления , обусловленное отклонением реального обтекания от схемы Кутта-Жуковского (рис. 45)

1 – Идеальная жидкость

2 – Реальный газ

3 – Давление при скачке

уплотнения

3

1

2

“-”

“+”

“-”

Рис. 45. Потеря давления на задней кромке при наличии скачка

Волновое сопротивление обусловлено особым влиянием в сжимаемости при переходе от дозвуковой в сверхзвуковой скорости, а также при сверхзвуковых скоростях. в первую очередь связано с явлением на профиле (любом теде) скачков уплотнения, связанных с ударным, разрывным характером течений при сверхзвуковых скоростях.

Кроме того обычно из-под скачка уплотнения возникает отрыв потока что, означает появление в районе задней кромки разряжения, ещё более увеличивающего - риc. 46.

Таким образом волновое сопротивление резко возрастает при увеличении числа М в диапазоне M=0,8 - 0,85 и является следствием как потерь энергии в скачке, так и отрыва потока из-под скачка.

Зависимость от числа М имеет вид:

при отрыве

“-”

верх

“-”

низ

“+”

0

без отрыва

Риc. 46.

сопротивление

трения +формы

M

0

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

Риc. 47.

- сопротивление трения;

- сопротивление формы;

- волновое сопротивление.

Из курса гидравлики известно:

ламинарное

турбулентное

Риc. 48.

коэффициент

- это гиперболы

Re

- число Рейнольдса

- коэффициент путевых потерь

Критерии подобия:

- по вязкости

- по сжимаемости

Обычно для ЛА и его элементов существуют особенности:

1. Числа значительно больше

2. Переходное число , при котором ламинарный пограничный слой переходит в турбулентный составляет

3

точка

перехода

. В экспериментах на моделях, как правило, существует комбинированное обтекание:

ламинарное

турбулентное

b

замеры в АДТ

(тепловизор)

При увеличении

При уменьшении

ламинарное

ba

крыло

Риc. 49.

В натурных условиях (÷ самолет) числа , причем в расчетах принимается значение для каждого элемента, например:

- крыло (Ту-204)

- фюзеляж

- оперение

- мотогондола

Поэтому в натурных условиях обычно принимают полностью турбулентное обтекание, что нужно учитывать при переходе от данных модели к самолету.

(39)

Для плоской пластинки:

- коэффициент трения

турбулентное

ламинарное

Re

Риc. 50.

У

V

h

1

1,5

h

b

Риc. 51.

словно считаем, что все поверхности самолета близки к плоским пластинам. Коэффициент учитывает форму тела.

20

V

0,1

0,2

0,3

1

1,5

плоские

поверхности

крыло

оперение

Риc. 52.

d

L

тела

вращения

0,02

0,04

0,06

0,08

0,1

1,3

M

1

1,0

фюзеляж

мотогондола

0,5

2,0

Риc. 53.

Риc. 54.

- относительная омываемая поверхность

омываемая

поверхность

Риc. 55.

Для профиля (условно) тогда иногда для расчетов профиля или изолированного крыла в литературе сразу дается график (вид графика тот же, но в числителе не ошибиться!)

Re

Риc. 56.

Риc. 57.

Риc. 58.

Рис. 61. Конструкция крыла, предложенная фирмой Дуглас.

1 – внешняя поверхность; 2 – силовой кессон углепластиковой конструкции;

3 – поток отсосанного воздуха; 4 – перфорированная титановая обшивка.