Основные элементы летательного аппарата:
1. Крыло — создаёт при поступательном движении самолёта необходимую для полёта подъёмную силу за счёт возникающей в набегающем потоке воздуха разницы давлений на нижнюю и верхнюю поверхности крыла: давление на нижнюю поверхность самолётного крыла больше чем давление на верхнюю его поверхность. На крыле располагаются аэродинамические органы управления (элероны, элевоны и др.), а также механизация крыла — то есть устройства, служащие для управления подъемной силой и сопротивлением самолёта.
2. Фюзеляж — предназначен для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования, а также для крепления крыла, оперения, шасси, двигателей и т. п. (является, как бы, «телом» самолёта).
Известны самолёты без фюзеляжа (например — «летающее крыло»).
3.Оперение — аэродинамические поверхности, предназначенные для обеспечения устойчивости, управляемости и балансировки самолёта. Для управления самолётом на оперении располагают отклоняемые поверхности — аэродинамические рули (руль высоты, руль направления), или же делают поверхности оперения цельно поворотными.
4. Шасси — система опор, необходимых для разбега самолёта при взлёте, пробега при посадке, а также передвижения и стоянки его на земле. Наибольшее распространение имеет колёсное шасси. Также известны конструкции шасси с лыжами, поплавками, полозьями. В СССР осуществлялись эксперименты с гусеничным шасси и шасси на воздушной подушке. Многие современные самолёты, в частности большинство самолётов военного назначения, а также пассажирских самолётов, имеют убираемое шасси.
5 .Силовая установка самолета, состоящая, из двигателя — (например: воздушного винта) — создаёт необходимую тягу, которая, уравновешивая аэродинамическое сопротивление, обеспечивает самолёту поступательное движение.
6. Системы бортового оборудования — различное оборудование, которое позволяет выполнять полёты при любых условиях.
самолет бортовой крыло авиационный
Рис. 1 Четыре силы, действующие на крыло самолёта
Подъёмная сила — составляющая полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком. В соответствии с законом Бернулли, статическое давление среды в тех областях, где скорость потока более высока, будет ниже, и наоборот. Например, крыло самолета имеет несимметричный профиль (верхняя часть крыла более выпуклая), вследствие чего скорость потока по верхней кромке крыла будет выше, чем над нижней. Создавшаяся разница давлений и порождает подъёмную силу. Полная аэродинамическая сила — это интеграл от давления вокруг контура крыла
Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе ...
... устранения этого недостатка в дипломном проекте спроектирована передвижная установка для техобслуживания шасси самолета Ту-154, которая является ... клапаны; гидроаккумулятор; фильтры высокого и низкого давления; электрогидрокраны для подачи давления в разные линии нагнетания; силовые ... для съема подшипников колес основных опор шасси. Управление работой установки осуществляется с пульта управления, на ...
где:
Y — это подъёмная сила,
P — это тяга
\ partial\Omega — граница профиля,
p — величина давления,
n — нормаль к профилю
Согласно теореме Жуковского, величина подъёмной силы пропорциональна плотности среды, скорости потока и циркуляции скорости.
Рис. 2
2. Коэффициент подъёмной силы — безразмерная величина, характеризующая подъемную силу крыла определённого профиля при известном угле атаки. Коэффициент определяется экспериментальным путём в аэродинамической трубе, либо по теореме Жуковского. Формулу расчёта подъёмной силы через коэффициент разработали братья Райт и Джон Смитон в начале XX века. Формула имеет вид:
где:
Y — подъёмная сила (Н)
C у — коэффициент подъёмной силы
\ rho — весовая плотность воздуха на высоте полёта (кг/мі)
V — скорость набегающего потока (м/с)
S — характерная площадь (мІ)
При расчетах по этой формуле важно не путать весовую и массовую плотность воздуха. Весовая плотность при стандартных атмосферных условиях (на уровне земли при температуре +15 С) равна \rho=1.225 кг/м3. Но в аэродинамических расчетах часто используют массовую плотность воздуха, которая равна 0.125 кг*с2/м4. В этом случае подъемная сила Y получается не в ньютонах (Н), а в килограммах (кг).
В книгах по аэродинамике не всегда имеются уточнения, о какой плотности и размерности подъемной силы идет речь, поэтому в спорных ситуациях нужно проверять формулы, сокращая единицы измерения.
Рассмотрим теперь обтекание потоком воздуха крыла самолета. Опыт показывает, что, когда крыло помещено в поток воздуха, вблизи острой задней кромки крыла возникают вихри, вращающиеся против часовой стрелки. Вихри эти растут, отрываются от крыла и уносятся потоком. Остальная масса воздуха вблизи крыла получает при этом противоположное вращение (по часовой стрелке), образуя циркуляцию около крыла. Накладываясь на общий поток, циркуляция обусловливает распределение линий тока.
- У острого края профиля крыла образуется вихрь
-При образовании вихря возникает циркуляция воздуха вокруг крыла
-Вихрь унесен потоком, а линии тока плавно обтекают профиль; они сгущены над крылом и разрежены под крылом
Мы получили для профиля крыла такую же картину обтекания, как и для вращающегося цилиндра. И здесь на общий поток воздуха наложено вращение вокруг крыла — циркуляция. Только, в отличие от вращающегося цилиндра, здесь циркуляция возникает не в результате вращения тела, а благодаря возникновению вихрей вблизи острого края крыла. Циркуляция ускоряет движение воздуха над крылом и замедляет его под крылом. Вследствие этого над крылом давление понижается, а под крылом повышается. Равнодействующая F всех сил, действующих со стороны потока на крыло (включая силы трения), направлена вверх и немного отклонена назад. Ее составляющая, перпендикулярная к потоку, представляет собой подъемную силу F1, а составляющая в направлении потока — силу лобового сопротивления F2. Чем больше скорость набегающего потока, тем больше и подъемная сила и сила лобового сопротивления. Эти силы зависят, кроме того, и от формы профиля крыла, и от угла, под которым поток набегает на крыло (угол атаки), а также от плотности набегающего потока: чем больше плотность, тем больше и эти силы. Профиль крыла выбирают так, чтобы оно давало возможно большую подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Теория возникновения подъемной силы крыла при обтекании потоком воздуха была дана основоположником теории авиации, основателем русской школы аэро- и гидродинамики Николаем Егоровичем Жуковским (1847—1921).
Задания: Состав планера самолета
... крылья, шасси, рулевые поверхности !Task1 Крыло самолета предназначено для создания… !TRUE подъемной силы !FALSE выталкивающей силы !FALSE Архимедовой силы !FALSE силы лобового сопротивления !Task2 Фюзеляж самолета предназначен для… !TRUE объединения всех агрегатов самолета в ...
Теперь мы можем объяснить, как летает самолет. Воздушный винт самолета, вращаемый двигателем, или реакция струи реактивного двигателя, сообщает самолету такую скорость, что подъемная сила крыла достигает веса самолета и даже превосходит его. Тогда самолет взлетает. При равномерном прямолинейном полете сумма всех сил, действующих на самолет, равна нулю, как и должно быть согласно первому закону Ньютона. Силы, действующие на самолет при горизонтальном полете с постоянной скоростью. Сила тяги двигателя f равна по модулю и противоположна по направлению силе лобового сопротивления воздуха F2 для всего самолета, а сила
Силы, действующие на самолет при горизонтальном равномерном полете тяжести Р равна по модулю и противоположна по направлению подъемной силе F1.
Самолеты, рассчитанные на полет с различной скоростью, имеют различные размеры крыльев. Медленно летящие транспортные самолеты должны иметь большую площадь крыльев, так как при малой скорости подъемная сила, приходящаяся на единицу площади крыла, невелика. Скоростные же самолеты получают достаточную подъемную силу и от крыльев малой площади. Так как подъемная сила крыла уменьшается при уменьшении плотности воздуха, то для полета на большой высоте самолет должен двигаться с большей скоростью, чем вблизи земли.
Подъемная сила возникает и в том случае, когда крыло движется в воде. Это дает возможность строить суда, движущиеся на подводных крыльях. Корпус таких судов во время движения выходит из воды. Это уменьшает сопротивление воды движению судна и позволяет достичь большой скорости хода. Так как плотность воды во много раз больше, чем плотность воздуха, то можно получить достаточную подъемную силу подводного крыла при сравнительно малой его площади и умеренной скорости.
Назначение
В вертолетах ось воздушного винта расположена вертикально и винт создает тягу, направленную вверх, которая и уравновешивает вес вертолета, заменяя подъемную силу крыла. Винт вертолета создает вертикальную тягу независимо от того, движется вертолет или нет. Поэтому при работе воздушных винтов вертолет может неподвижно висеть в воздухе или подниматься по вертикали. Для горизонтального перемещения вертолета необходимо создать тягу, направленную горизонтально. Для этого не нужно устанавливать специальный винт с горизонтальной осью, а достаточно только несколько изменить наклон лопастей вертикального винта, что выполняется при помощи специального механизма во втулке винта.
3. Горизонтальный полет самолета
Полет самолета от взлета до посадки представляет собой сочетание различных видов движения. Наиболее продолжительным видом движения является прямолинейный полет.
Скорость полета самолета и трубка Пито
... воздушные (аэродинамические) измерители скорости. Как пример можно привести достаточно простой указатель скорости для малоскоростных самолетов УС-350. Как видите, нам, чтобы определить скорость полета, нужно измерить полное давление потока и статическое давление. ... правильное название: приемники воздушного давления (ПВД). Они дают первичные данные в сложный комплекс системы воздушных сигналов. Трубки ...
Установившимся прямолинейным полетом называется такое движение самолета, при котором скорость движения с течением времени не изменяется по величине и направлению.
К установившемуся прямолинейному полету относятся горизонтальный полет, подъем и снижение самолета (планирование).
Определим характерные режимы и характеристики горизонтального полета, подъема и планирования применительно к самолетам Як-52 и Як-55, их зависимость от высоты полета, полетного веса и режима работы двигателя.
1. Установившийся горизонтальный полет
Установившимся горизонтальным полетом называется прямолинейный полет с постоянной скоростью без набора высоты и снижения.
Все эти силы необходимо считать приложенными к центру тяжести самолета, так как его прямолинейный полет возможен лишь при условии, что сумма моментов всех сил относительно центра тяжести равна нулю.
Необходимое равновесие моментов летчик создает соответствующим отклонением рулей управления. Из рисунка видно, что вес самолета G уравновешивает подъемная сила самолета Y, а лобовое сопротивление Х — сила тяги Р. Для установившегося горизонтального полета необходимы два условия:
- Y-G=0 (условие постоянства высоты H=const); (4.1)
Р-Х=0 (условие постоянства скорости V=const).
(4.2)
Эти равенства называются уравнениями движения для установившегося горизонтального полета. При нарушении этих равенств движение самолета станет криволинейным и неравномерным.
Пользуясь этими равенствами, можно определить скорость, коэффициент подъемной силы, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета.
Рис. 3 Схема действующих сил на самолет в установившемся полете
2. Скорость, потребная для горизонтального полета
Для того чтобы крыло самолета могло создать подъемную силу, равную весу самолета, нужно, чтобы оно двигалось с определенной скоростью относительно воздушных масс.
Скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при полете
самолета на данном угле атаки и данной высоте полета, называется потребной скоростью горизонтального полета.
По определению горизонтального полета должно быть выполнено условие У=G.
Известно, что
(4.3)
следовательно,
(4.4)
Решив это уравнение, найдем скорость, потребную для выполнения горизонтального полета
(4.5)
Величина потребной скорости зависит от веса самолета, площади его крыла, от высоты полета (выраженной через массовую плотность ?) и коэффициента подъемной силы Су.
Из формулы (4.5) видно, что с увеличением веса самолета скорость, потребная для горизонтального полета, также увеличивается, так как для уравновешивания большего веса требуется большая подъемная сила, что достигается (при прочих равных условиях) увеличением скорости полета (см. формулу 6.4).
Увеличение площади крыла, наоборот, уменьшает потребную скорость. Для расчетов на практике обычно применяют отношение называемое удельной нагрузкой на крыло.
(4.6)
У современных самолетов удельная нагрузка на крыло колеблется в широких пределах: от 100 кг/м2 у легких самолетов до 800 кг/м2 и более у тяжелых самолетов и самолетов больших скоростей полета.
Эксплуатация противообледенительной системы в полете
... воздушных судов, включая сверхзвуковые самолеты, так как при взлете и посадке любой сверхзвуковой самолет летит со сравнительно небольшой дозвуковой скоростью. Отложения льда в полете, ... обледенения позволяет своевременно включить противообледенительные системы вручную выключателями, расположенными на панели управления противообледенительной системой. Противообледенительная система может включаться и ...
С увеличением высоты полета массовая плотность воздуха уменьшается. Согласно формуле (6.5) уменьшение плотности приводит к увеличению потребной скорости полета.
Если изменять угол атаки, то пропорционально будет изменяться и коэффициент подъемной силы Су. А изменение Су отражается на величине потребной скорости горизонтального полета. Чем меньше Су (и угол атаки соответственно), тем больше должна быть скорость полета, и наоборот. Из этого следует важный вывод: каждому углу атаки на данной высоте полета соответствует вполне определенная скорость горизонтального полета VГ.П.
3. Тяга и мощность, потребные для горизонтального полета
Потребной тягой для горизонтального полета называется тяга, необходимая для установившегося горизонтального полета, т. е. для уравновешивания лобового сопротивления самолета на данном угле атаки (Рп=Х).
В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G, тогда, разделив первое равенство на второе, получим
(4.7)
Формула показывает, что чем меньше вес самолета и чем больше его качество К, тем меньшая тяга потребуется для горизонтального полета. Но качество самолета зависит от угла атаки, следовательно, при изменении угла атаки меняется и потребная тяга. Поэтому для определения потребной тяги при заданном угле атаки необходимо предварительно найти соответствующее ей качество самолета.
Чтобы найти зависимость Рп от VГ П. подставим в формулу (4.7) развернутое выражение подъемной силы, получим
Из формулы видно, что потребная тяга горизонтального полета зависит от квадрата скорости.
Рис. 4 Кривые потребных тяг для горизонтального полета самолетов Як-52 и Як-55
Потребная мощность. Для горизонтального полета потребной мощностью называется мощность, необходимая для обеспечения установившегося горизонтального полета на данном угле атаки и обозначается NП. Если при полете со скоростью VГП требуется тяга РП, то потребная мощность определяется по формуле
(4.8)
Эта формула показывает, что потребная мощность зависит от тех же факторов, от которых зависят потребная тяга и скорость полета. Подставив в формулу (4.8) вместо РП и VГП их развернутые выражения, получим развернутую формулу потребной мощности
(4.9)
Из формулы видно, что потребная мощность зависит: от высоты полета самолета (плотность воздуха); от веса самолета и удельной нагрузки на крыло; от аэродинамического качества самолета и коэффициента подъемной силы.
Следовательно, потребная мощность тем больше, чем больше вес самолета, меньше плотность воздуха и хуже качество самолета.
При условии G=const и H=const потребная мощность зависит только от угла атаки и, как следствие, от скорости полета.
В горизонтальном полете потребная тяга равна лобовому сопротивлению РП=Х, тогда формула потребной мощности будет иметь следующий вид:
(4.10)
Влияние турбулентности на полёт
... болтанки самолетов располагаются обычно в области сильной расходимости и сходимости изогипс (см. рис. 2.3, а). Скорость ветра в зонах интенсивной турбулентности обычно составляет 100-150 км/ч, а средние значения горизонтальных ...
Если в формулу подставить развернутое выражение лобового сопротивления, то получим
(4.11)
Формула показывает, что мощность, потребная для горизонтального полета, пропорциональна кубу скорости (потребная тяга пропорциональна квадрату скорости).
На Рис. 3 приводятся кривые зависимости Nп от V, скорости полета на высотах Н=500 м и Н=1000 м для самолетов Як-52 и Як-55.
Таким образом, чтобы увеличить скорость полета в 2 раза, мощность необходимо увеличить в 8 раз.
Рис. 5 Кривые мощностей, потребных для горизонтального полета
4. Зависимость потребной тяги и мощности для горизонтального полета от скорости горизонтального полета. Кривые н. Е. Жуковского
Для полной характеристики горизонтального полета и определения летных данных самолетов воспользуемся графоаналитическим методом, предложенным Н. Е. Жуковским. Наложим на кривые потребных тяг и мощностей Рп и Nп кривые располагаемых тяг и мощностей Рр и Np. Полученные таким образом кривые носят название кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей, или кривых Н. Е. Жуковского.
Рис. 6 Кривые располагаемых и потребных тяг самолетов Як-52 и Як-55 (кривые Н. Е. Жуковского)
Рис. 7 Кривые располагаемых и потребных мощностей самолетов Як-52 и Як-55 (кривые Н. Е. Жуковского)
На рисунках приведены кривые РП, NП, PР и NР самолетов Як-52 и Як-55 (Н=500 м и Н=1000 м).
Располагаемой тягой (мощностью) принято называть наибольшую тягу (мощность), которую может развить силовая установка на данной высоте и скорости полета Располагаемая тяга зависит от высоты, поэтому кривую необходимо брать для той высоты, на которой задано определить летные качества самолета
Точка пересечения кривых соответствует полету с наименьшим возможным в горизонтальном полете углом атаки, то есть полету на максимальной скорости горизонтального полета (для самолета Як 52 — Vгп =300 км/ч, для Як-55 — VГП.макс).
С уменьшением скорости полета и увеличением угла атаки потребная тяга и мощность уменьшаются, минимальная потребная тяга находится проведением касательной к кривой РП параллельно оси скорости. Точка касания обозначает угол атаки, при котором требуется минимальная тяга для горизонтального полета (для самолета Як-52 при Н=500 м Рп =103 кгс, для Як-55 при Н=500 м РПмин =87 кгс)
Из формулы потребной тяги следует, что минимальная тяга для горизонтального полета потребуется при максимальном качестве самолета
(4.12)
Максимальное качество самолета достигается при наивыгоднейшем угле атаки Скорость, соответствующая нв, называется наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета VНВ (для самолета Як-52 Vнв=162 км/ч, для Як-55 Vнв=137 км/ч).
При наивыгоднейшем угле атаки требуется минимальная потребная тяга Рмин. Следовательно, расход топлива на один километр пути будет минимальным и дальность полета максимальной.
Но расход топлива был бы минимальным, если бы двигатель работал без потерь. Поэтому для компенсации потерь требуется дополнительная тяга двигателя и общая тяга PПнв будет больше на эту величину. Минимальный километровый расход топлива получается на несколько большей скорости, чем наивыгоднейшая
Далее, анализируя график на Рис. 4, видно, что при дальнейшем уменьшении скорости (после наивыгоднейшей) и увеличении угла атаки потребная тяга растет. Это объясняется ухудшением качества самолета.
Скорость может быть уменьшена до минимальной, соответствующей критическому углу атаки. Касательная к кривой, параллельной оси Р, отмечает угол атаки и соответствующую ему минимальную скорость горизонтального полета.
Конструкция и прочность самолетов
... горизонтального и вертикального оперений: Площади рулевых поверхростей; Стреловидность горизонтального и вертикального оперений: 4. Расчёт фюзеляжа на прочность 1.1. 1.1.1. Координата центра масс (ЦМ) самолета ... конструкцию в полете, уменьшая изгибающий момент от внешних нагрузок, что приводит к уменьшению массы конструкции крыла; ... дальности и крейсерской скорости по формуле: для самолетов с ДТРД ...
Для того чтобы установить ту или иную скорость горизонтального полета самолета, летчику необходимо создать условия (изменяя тягу двигателя) равенства располагаемой и потребной тяги (РП=Рр).
Поэтому на скоростях, меньших максимальной, летчику необходимо уменьшить тягу двигателя до определенной величины, и точка пересечения располагаемой и потребной тяги будет на меньшей, выбранной летчиком скорости.
Если располагаемая тяга будет больше потребной, то самолет начнет подниматься, если меньше — снижаться. В обоих случаях самолет не будет лететь горизонтально.
5. Диапазон скоростей горизонтального полета
Диапазоном скоростей горизонтального полета называется разность между максимальной и практической минимальной скоростями на одной и той же высоте полета.
Следовательно, диапазон скоростей горизонтального полета будет равен
(4.13)
Для сравнения разных самолетов пользуются понятием относительный диапазон скоростей. Относительным диапазоном скоростей называется отношение диапазона скоростей к максимальной скорости полета. Чем больше относительный диапазон скоростей, тем лучше самолет в летном отношении. В относительном диапазоне скоростей самолета находятся также характерные скорости, как экономическая, наивыгоднейшая и максимальная.
6. Первые и вторые режимы горизонтального полета
В установившемся горизонтальном полете тяга силовой установки должна уравновешивать лобовое сопротивление. Это значит, что в любом режиме полета, кроме Умакс, летчику необходимо задросселировать двигатель (уменьшить обороты коленчатого вала), то есть уменьшить мощность до такой степени, чтобы она сравнялась с потребной мощностью.
Если после уравновешивания самолета в одном из режимов установившегося горизонтального полета скорость по какой-либо причине изменится, то поведение самолета в большей степени будет зависеть от соотношения приращения потребной мощности и располагаемой мощности задросселированного двигателя Nдр.
Интервал первых режимов — это все скорости от Vмакс до Vэк, для которых производные мощности от скорости полета больше производной мощности задросселированного двигателя от скорости
Интервал вторых режимов — это все скорости от Vэк до Vмин, для которых
Это значит, что увеличение скорости горизонтального полета на первых режимах сопровождается уменьшением избытка мощности, а на вторых режимах — увеличением избытка мощности. Границей первых и вторых режимов горизонтального полета является экономическая скорость горизонтального полета, при которой устанавливается равенство
1. Полет самолета на первых режимах выполняется на малых углах атаки, когда крыло обтекается установившимся ламинарным воздушным потоком, самолет хорошо устойчив и управляем. Поэтому обычно пользуются первыми режимами.
Для установившегося горизонтального полета на некоторой скорости V1 в области первых режимов двигатель должен быть задросселирован до характеристики Мдр1. При случайном увеличении скорости горизонтального полета возникает отрицательный избыток мощности, самолет будет двигаться с торможением и вернется к исходной скорости. При уменьшении скорости избыток мощности будет направлен вперед и самолет также восстановит скорость исходного режима. Для сохранения скорости на первых режимах от летчика требуется одно — выдерживать горизонтальный полет при помощи руля высоты. Если летчику по условиям полета необходимо перейти на новую, большую скорость, в пределах первых режимов на той же высоте, то, сохраняя горизонтальный полет, он должен увеличить мощность двигателя, а для перехода на меньшую скорость горизонтального полета — уменьшить мощность силовой установки (уменьшить частоту вращения коленчатого вала).
Разработка сборочного приспособления для сборки крыла
... отштампована из материала В95Т. Она имеет приливы с запрессованными втулками под горизонтальный болт крепления крыла к раме фюзеляжа, а в зоне носков %13 и 14 - ... агрегата. T=1+1.25+1.3+1.3=4.85>4 2 Разработка Схема членения должна обеспечивать широкий фронт работ, высокую механизацию сборочных работ и максимальную производительность на минимальных площадях. Основанием всего агрегата являются ...
Рис. 8 Первые и вторые режимы и диапазоны скоростей горизонтального полета
2. Полет на вторых режимах горизонтального полета происходит на больших углах атаки и на скоростях горизонтального полета, меньших, чем экономическая скорость, что связано с ухудшением обтекания крыла и понижением эффективности рулей, и тем самым ухудшением устойчивости и управляемости самолета, особенно поперечной. Поэтому летать на вторых режимах не рекомендуется. К ним прибегают лишь при некоторых тренировочных полетах и при выполнении посадки.
Рассмотрим влияние изменения скорости на выполнение горизонтального полета на вторых режимах. Пусть самолет выполняет горизонтальный полет на скорости V2. С увеличением скорости возникает положительный избыток мощности, и если летчик не изменит режим работы двигателя и будет выдерживать горизонтальный полет, то увеличение скорости будет продолжаться, пока не наступит равновесие на новой скорости Vi, лежащей в области первых режимов. При случайном уменьшении скорости избыток лобового сопротивления над тягой вызывает торможение самолета до минимальной скорости (самолет может сорваться в штопор).
Таким образом, на вторых режимах выдерживание постоянства высоты полета не обеспечивает сохранение скорости.
При выполнении длительного полета на вторых режимах для восстановления исходной скорости летчику необходимо либо изменением режима работы двигателя (при увеличении скорости тягу необходимо уменьшить, а при уменьшении скорости — увеличить), либо изменением угла наклона траектории полета восстановить заданную скорость горизонтального полета. Во втором случае траектория полета будет не прямолинейной, а волнообразной.
В области вторых режимов для увеличения скорости горизонтального полета необходимо сначала увеличить мощность двигателя, а затем, когда скорость начнет возрастать, уменьшить ее. Для уменьшения скорости горизонтального полета следует несколько задросселировать двигатель (уменьшить частоту вращения коленчатого вала), чтобы скорость начала падать, после чего увеличить мощность до потребной.
То есть на вторых режимах горизонтального полета требуется двойное движение рычагом управления дроссельной заслонкой карбюратора.
Исходя из вышесказанного, можно сделать вывод, что допускать уменьшение скорости ниже экономической не следует. Иначе говоря, для самолетов Як-52 и Як-55 экономическая скорость является практически минимальной скоростью горизонтального полета.
Разность между скоростью VГП, которую летчик выдерживает в горизонтальном полете, и экономической скоростью называется запасом скорости V:
V=VГП-VЭК. (4.14)
В полете на малой высоте рекомендуется иметь запас скорости (для самолета Як-52 Vмин=170 км/ч), равный примерно 20…30% экономической скорости горизонтального полета.
История создания судов на подводных крыльях
... двигателей 800 кВт развивал на подводных крыльях скорость более 60 уз. 4. Перспективы создания судов на подводных крыльях Приподнявшись над поверхностью воды, эти суда проносятся мимо со скоростью курьерского поезда; вместе с ... 59 кВт с двумя воздушными винтами развило максимальную скорость 70 км/ч. Наибольшего успеха в создании судов на подводных крыльях в 30-х годах добился известный немецкий ...
Из сказанного ясно, что в летной практике запас скорости имеет большое значение. Имея достаточный запас скорости, летчик гарантирован от неожиданного попадания в интервал вторых режимов, следовательно, и от опасности потери скорости.
3. Иволютивная скорость полёта.
Эволютивная скорость летательного аппарата — минимальная скорость, на которой самолет имеет возможность выполнять некоторые минимальные эволюции (маневры) Для неманевренных самолетов различают минимальную эволютивную скорость: при разбеге, взлете, посадке и при уходе на второй круг.
7. Влияние высоты на потребные скорости горизонтального полета. График потребных и располагаемых мощностей для различных высот
Воспользовавшись формулой (4.11), найдем зависимость потребной мощности от высоты полета. После преобразований получим
(4.15)
Где NН — потребная мощность горизонтального полета на заданной высоте Н;
- N0- потребная мощность горизонтального полета у земли. Из формулы видно, что при неизменном угле атаки потребная для горизонтального полета мощность будет увеличиваться с высотой пропорционально
Рис. 9 Кривые потребных и располагаемых мощностей для различных высот полета
Рис. 10 Изменение характерных скоростей горизонтального полета с подъемом на высоту самолета с поршневой силовой установкой
Полет на наивыгоднейшем угле атаки и соответствующих ему максимальном качестве kМАКС и наивыгоднейшей скорости при увеличении высоты полета потребует увеличения потребной мощности, так как наивыгоднейшая скорость с поднятием на высоту растет пропорционально
Однако отношение для всех высот сохранится постоянным, потому что
(4.16)
Из этого следует, что кривые для различных высот полета будут иметь общую касательную, проведенную из начала координат (Рис. 9).
Кривые располагаемых мощностей снимаются с характеристик двигательных установок с учетом КПД воздушного винта.
У самолетов с высотными поршневыми двигателями располагаемая мощность увеличивается до расчетной высоты, вследствие этого увеличивается и максимальная скорость полета. Выше расчетной высоты располагаемая мощность уменьшается, уменьшается и макс (Рис. 10).
С увеличением высоты полета до расчетной увеличивается и избыток мощности. Дальнейшее увеличение высоты полета сопровождается уменьшением избытка мощности N, который на потолке самолета обращается в нуль.
8. Влияние массы самолета на потребные скорости
Удельная нагрузка на крыло в полете меняется в зависимости от количества горючего (его расхода).
Рассмотрим горизонтальный полет самолета Як-52 при изменении нагрузки, но при одинаковом угле атаки и на одной высоте. Пусть полетный вес уменьшается, но условие горизонтального полета сохраняется (Y=G), поэтому соответственно необходимо уменьшить подъемную силу. Это можно выполнить либо уменьшением угла атаки, либо путем уменьшения скорости до величины V1.
разделив второе выражение на первое и сократив, получим
(4.17)
Из формулы видно, что при уменьшении полетного веса потребная скорость уменьшается пропорционально квадратному корню отношения весов (плотность воздуха неизменна).
При уменьшении веса на самолетах Як-52 и Як-55 потребная скорость горизонтального полета уменьшается.
Изменение полетного веса влияет также и на другие летные качества самолета. Рассматривая кривые потребных мощностей для разного веса самолета, можно сделать выводы:
- при увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, максимальная скорость уменьшается по причине увеличения угла атаки, необходимого для поддержания веса самолета в горизонтальном полете;
- с увеличением полетного веса диапазон скоростей уменьшается вследствие уменьшения максимальной скорости и увеличения экономической;
- с увеличением полетного веса уменьшается потолок самолета вследствие уменьшения избытка мощности.
Анализируя вышесказанное, можно сделать вывод, что с увеличением полетного веса самолета его летные характеристики ухудшаются, а с уменьшением веса самолета — улучшаются.
9. Крыло самолёта
Крыло в авиационной Технике — это поверхность для создания подъёмной силы
В общем случае крыло самолёта состоит из центропланной части, консолей (левой и правой) и механизации крыла.
Также крыло можно разделить на две части, левое и правое полу-крыло. Часто встречается термин «крылья», но он ошибочен по отношению к моноплану
1. Принцип действия
Подъемная сила крыла создается за счет разницы давлений воздуха на нижнюю и верхнюю поверхность. Давление же воздуха зависит от скорости протекания воздуха по поверхности вследствие закона Бернулли
На нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъемная сила крыла направлена снизу вверх.
Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.
Одним из популярных объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз («скос потока»), толкая крыло вверх. Данная модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью игнорирует обтекание верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.
В другой популярной модели возникновение подъёмной силы приписывается разности давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли.
Обычно рассматривается крыло с плоско-выпуклым профилем: нижняя поверхность плоская, верхняя — выпуклая. Набегающий поток разделяется крылом на две части: верхнюю и нижнюю, при этом верхняя часть вынуждена проходить более длинный путь, чем нижняя, вследствие выпуклости крыла. Исходя из условия о неразрывности потока, делается заключение, что скорость потока сверху крыла должна быть больше, чем снизу, что вызывает разность давлений и подъёмную силу. Однако, данная модель не объясняет возникновение подъёмной силы на двояко-выпуклых симметричных или на вогнуто-выпуклых профилях, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковую длину.
Для устранения этих недостатков идеализации необходимо искусственно вводить циркуляцию скорости потока
Положение закрылков (сверху вниз):
1) Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение)
2) Наибольшая площадь крыла (взлёт)
3) Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку)
4) Максимальное сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)
Одной из главных проблем вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции).
Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом и возвращающая часть импульса обратно — см. экранный эффект.
Также в приведённых объяснениях не раскрывается детальный механизм передачи энергии от крыла к потоку, то есть совершения работы самим крылом. Хотя верхняя часть воздушного потока действительно имеет повышенную скорость, геометрическая длина пути не имеет к этому отношения — это вызвано взаимодействием слоёв неподвижного и подвижного воздуха и верхней поверхности крыла. Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля — эффект Коанды.
Благодаря поступательному движению крыло совершает работу по разгону этой части потока.
В реальности, обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным и зачастую нестационарным процессом.
Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока, числа Маха и от множества других факторов.
10. Форма крыла
Одна из основных проблем при конструировании новых самолётов — выбор оптимальной формы крыла и его параметров (геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п.).
1. Прямое крыло.
Основным достоинством прямого крыла является его высокий коэффициент подъёмной силы даже при малых углах атаки.
Это позволяет существенно увеличить удельную нагрузку на крыло, а значит уменьшить габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлёта и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолётах с реактивными двигателями. Еще одним достоинством прямого крыла является технологичность изготовления, позволяющая удешевить производство.
Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при звуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления при превышении критического значения числа Маха.
2. Стреловидное крыло.
Стреловидное крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.
Достоинства
- увеличение скорости, при которой наступает волновой кризис, и как следствие — меньшее сопротивление на трансзвуковых скоростях по сравнению с прямым крылом;
- медленный рост подъёмной силы в зависимости от угла атаки, а следовательно лучшая устойчивость к турбулентности атмосферы. Недостатки
- пониженная несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации;
- увеличение поперечной статистической устойчивости по мере возрастания угла стреловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и поперечной устойчивостями самолёта и вынуждает применять вертикальное оперение с большой площадью поверхности, а также придавать крылу или горизонтальному оперению отрицательный угол поперечного V;
- отрыв потока воздуха в концевых частях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолёта;
- увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения;
- возрастание массы и уменьшение жёсткости крыла.
Для избавления от отрицательных моментов используется крутка крыла, механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность.
Примеры применения: Су-7
3. Крыло с наплывом (оживальное).
Действия крыла оживальной формы можно описать как спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в около фюзеляжной части крыла. Вихревая пленка вызывает также образование обширных областей низкого давления и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха, увеличивая тем самым коэффициент подъёмной силы. Маневренность ограничивается, прежде всего, статической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамическими характеристиками самолёта.
Примеры применения: А-144 Конкорд
4. Сверхкритическое крыло.
Интересный пример модификации «стреловидного крыла». Использование уплощённых профилей с изогнутой задней частью позволяет равномерно распределить давление вдоль хорды профиля и тем самым приводит к смещению центра давления назад, а также увеличивает критическое число Маха на 10-15 %.
Примеры применения: АН-225 «Мрия».
5. Крыло обратной стреловидности.
Крыло с отрицательной стреловидностью (то есть со скосом вперёд).
Преимущества
позволяет
- повышает аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов;
- компоновка КОС оптимизирует распределения давления на крыло и переднее горизонтальное оперение;
- позволяет уменьшить радиолокационную заметность самолёта в передней полусфере;
Недостатки
- КОС особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки;
- требует конструкционных материалов и технологий, позволяющих создать достаточную жёсткость конструкции;
Примеры применения: серийный гражданский HFB-320 Hansa Jet,
- экспериментальный истребитель Су-47 «Беркут».
6. Треугольное крыло.
Треугольное («дельтавидное» англ. «delta-wing» — получило наименование по начертанию греческой буквы дельта) крыло жёстче и легче как прямого, так и стреловидного и чаще всего используется при скоростях свыше M=2.
Преимущества
- Имеет малое относительное удлинение
Недостатки
- Возникновение и развитие волнового кризиса;
- Большие сопротивления и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большего потолка и радиуса действия.
Примеры применения: МиГ-21
7. Трапециевидное крыло.
Трапециевидное крыло
Примеры применения: F/A-18
8. Эллиптическое крыло.
Эллиптическое крыло
Преимущества
- Эллиптическое крыло имеет наибольшее аэродинамическое качество среди всех известных типов крыла.
Примеры применения: К-7 (СССР)
Крыло также характеризуется относительной толщиной (соотношение толщины к ширине), у корня и на концах, выраженной в процентах.
1. Толстое крыло.
Толстое крыло позволяет отодвинуть момент срыва в штопор (сваливание), и лётчик может маневрировать с большими углами и перегрузкой. Главное — этот срыв на таком крыле развивается постепенно, сохраняя плавное обтекание потока на большей части крыла. При этом, лётчик получает возможность распознать опасность по возникающей тряске аэроплана и вовремя принять меры. Самолёт же с тонким крылом резко и внезапно теряет подъёмную силу почти на всей площади крыла, не оставляя пилоту шансов.
Примеры: ТБ-4, (АНТ-16), АНТ-20, К-7,Boeing Model 299, Boeing XB-15
По конструктивно-силовой схеме крылья делятся на ферменные, лонжеронные, кессонные.
1. Ферменное крыло.
Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, нервюры и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры. Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции. В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются.
2. Лонжеронное крыло.
Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — лонжеронов, которые воспринимают изгибающий момент. Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов почти полным отсутствием поясов. Остальные силовые элементы (нервюры, панели обшивки с стрингерным набором) крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку на шпангоуты фюзеляжа самолета с помощью моментных узлов.
3. Кессонное крыло.
Кессонное крыло воспринимает все основные силовые факторы с помощью кессона, включающего лонжероны и силовые панели обшивки. В пределе лонжероны вырождаются до стенок, а изгибающий момент полностью воспринимается панелями обшивки. В таком случае конструкцию называют «моноблочной». Силовые панели включают обшивку и подкрепляющий набор в виде стрингеров или гофра. Подкрепляющий набор служит для обеспечения отсутствия потери устойчивости обшивки от сжатия и работает на растяжение-сжатие вместе с обшивкой. Кессонная конструкция крыла требует наличия центроплана, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели
Заключение
Механизация крыла.
Рис. 11 Основные части механизации крыла: 1 — законцовка крыла 2 — концевой элерон 3 — корневой элерон 4 — обтекатели механизма привода закрылков 5 — предкрылок 6 — предкрылок 7 — корневой трехщелевой закрылок 8 — внешний трехщелевой закрылок 9 — интерцептор 10 — интерцептор/спойлер
