Подъёмная сила крыла самолёта

Реферат

Перед тем как обсуждать, где и как возникает подъёмная сила, стоит рассмотреть основные понятия геометрии профиля крыла. Поперечное сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости его симметрии называется « профилем ». Типовой профиль крыла выглядит так:

Рис. 1

Максимальное расстояние между крайними точками профиля — b, называется хордой профиля. Наибольшая высота профиля — c, называется толщиной профиля , а ее расстояние от передней точки — координатой максимальной толщины. Линию, точки которой равноудалены от верхней и нижней образующих профиля — l, называют средней линией профиля. Ее максимальное расстояние от хорды — f, называется кривизной профиля , а удаление от передней точки — координатой максимальной кривизны. Носик профиля образован некоей кривой линией, минимальный радиус которой обозначают — r, это радиус скругления носика профиля . Поскольку качественно надо сравнивать разные профили разных размеров, договорились все указанные величины измерять относительно хорды профиля. Зачастую при этом даже опускают слово «относительная». Просто, если толщина профиля указана в %, то всем ясно, что это отношение реальной толщины к величине хорды профиля. На данном рисунке верхняя линия, образующая профиль одной формы, а нижняя — другой. Такой профиль называется несимметричным . Если же, одна образующая, является зеркальным отражением другой, то профиль называется симметричным . Нетрудно сообразить, что кривизна симметричного профиля равна нулю.

2. Причина возникновения подъемной силы

Всем известно, что крыло создает подъемную силу, только тогда, когда оно движется относительно воздуха. Т.е. характер обтекания воздухом верхней и нижней поверхностей крыла непосредственно создает подъемную силу. Как это происходит?

Рассмотрим профиль крыла в потоке воздуха:

Рис. 2

углом атаки

где p — давление газа в точке; ? — плотность газа; v — скорость течения газа; g — ускорение свободного падения; h — высота относительно начала координат; ? — адиабатическая постоянная.

Отсюда получается, что в разных точках профиля воздух давит на крыло с разной силой. Разницу между местным давлением у поверхности профиля и давлением воздуха в невозмущенном потоке можно представить в виде стрелочек, перпендикулярных контуру профиля, так что направление и длина стрелочек пропорциональна этой разнице. Тогда картина распределения давления по профилю будет выглядеть так:

8 стр., 3525 слов

Разработка сборочного приспособления для сборки крыла

... передней кромке 57. Задняя кромка крыла составляет с осью симметрии самолета угол 90. Профиль крыла - скоростной симметричный. Основные геометрические данные крыла: 23м 7,154 м 5,97 ... 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 ...

Рис. 3

аэродинамическую силу

Рис. 4

подъемную силу

центром давления

Разряжение на верхней части профиля можно не только измерить приборами, но и при определенных условиях увидеть собственными глазами. Как известно, при резком расширении воздуха, содержащаяся в нем влага может мгновенно конденсироваться в капельки воды. Кто бывал на авиашоу, мог видеть, как во время резкого маневрирования самолета, с верхней поверхности крыла срываются струйки белой пелены. Это и есть водяной пар, сконденсировавшийся при разряжении в мелкие капельки воды, которые очень быстро снова испаряются и становятся невидимыми.

3. Параметры, влияющие на величину подъёмной силы

Зависит ли характер обтекания от размеров профиля и фактической скорости движения крыла относительно воздуха? Да, и очень сильно. Связано это с физическими свойствами воздуха, главными из которых являются сжимаемость, плотность и вязкость.

Сжимаемость важна только при скоростях движения, сопоставимых со скоростью звука. Но в данном реферате мы не будем подробно рассматривать движение при таких скоростях, потому что это достаточно сложно. Основы же возникновения сил, участвующих при движении крыла вполне можно описать, используя упрощенный случай при относительно малых скоростях движения воздушного потока.

Плотность воздуха является главной причиной возникновения подъемной силы крыла. Уже на втором рисунке видно, что направления линий обтекания воздуха до крыла и после него несколько не совпадают. Т.е. крыло скашивает поток воздуха вниз. Поскольку поток обладает определенной массой, то по закону сохранения импульса на крыло действует сила R. Отсюда следует простая зависимость, чем воздух плотнее, тем при прочих равных условиях больше подъемная сила.

пограничный слой

Рис. 5

ламинарным

4. Расчётные формулы

профиль крыло сопротивление аэродинамический

Теперь давайте рассмотрим, как количественно можно оценить аэродинамическую силу, а значит две её составляющие: подъёмную силу и силу лобового сопротивления.

Подъемная сила крыла:

Сила лобового сопротивления:

коэффициент подъемной силы

Совершенно понятно, что самое интересное заключается как раз в этих коэффициентах подъемной силы и лобового сопротивления. Оба они сильно зависят от угла атаки крыла, но по-разному. Для типичного несимметричного профиля зависимости эти выглядят так:

Рис. 6

Здесь много интересного. Попробуем разобраться, почему графики идут так, а не иначе. Начнем с нулевого угла атаки. Как видно из графика при нем подъемная сила не равна нулю. Это связано с разными верхней и нижней образующими профиля, т.е. с ненулевой его кривизной. Верхняя образующая более выпуклая, чем нижняя поэтому давление распределяется так:

Рис. 7

Чтобы подъемная сила несимметричного профиля стала бы равной нулю, его надо расположить под отрицательным углом атаки.

3 стр., 1432 слов

Аэродинамические силы и их составляющие

... воздуха. Угол между направлением вектора скорости набегающего потока и характерной осью обтекаемого тела называется углом атаки. На рисунке представлены графики зависимости составляющих полной аэродинамической силы от угла атаки для профиля крыла. ...

По мере увеличения угла атаки, коэффициент подъемной силы растет почти пропорционально. При этом подпор на нижней образующей профиля растет не сильно, а разряжение на верхней образующей растет в разы. Если внимательно посмотреть на распределение давления по верху профиля, можно заметить большой перепад давления с задней половины профиля на переднюю, то есть перепад направлен навстречу потоку обтекания. Пока он не слишком велик, скоростной напор обтекающего воздуха справляется с ним. Но, начиная с некоторого угла атаки, этот перепад становится причиной возникновения обратного тока воздуха вдоль второй половины верхней образующей профиля:

Рис. 8

критическим углом атаки

профильным сопротивлением

Обратите внимание, как изменяется Су в диапазоне отрицательных углов атаки. Линейный рост довольно быстро заканчивается, а критический угол атаки наступает гораздо раньше, чем при положительных углах и при намного меньшем абсолютном значении Су. Отсюда становится понятным, почему при несимметричном профиле крыла прямая и обратная петли самолета, столь сильно отличаются по величине минимального радиуса. Для симметричного профиля линия Су для отрицательных углов повторяет зеркально линию для положительных углов. Поэтому на пилотажных самолетах применяют чаще всего симметричные профили.

5. Качество профиля, поляра

Аэродинамическим качеством профиля называется отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению. Сам термин качество происходит из функции крыла — оно призвано создавать подъемную силу. А то, что при этом появляется побочный эффект — лобовое сопротивление, явление вредное. Поэтому логично отношение пользы к вреду назвать качеством. Если построить зависимость Су от Сх на графике:

Рис. 9

Эту линию называют полярой профиля. Полярой она называется не случайно. Кто помнит из школы, что кроме привычных прямоугольных координат, еще бывают полярные, тот быстро поймет, что эта же кривая в полярных координатах дает зависимость длины отрезка между началом координат и любой точкой на поляре от угла наклона этого отрезка к горизонтальной оси. Так вот, длина отрезка пропорциональна полной аэродинамической силе R, действующей на крыло, а тангенс упомянутого угла равен аэродинамическому качеству К. Т.е. поляра позволяет очень просто оценивать изменение аэродинамического качества профиля крыла. Для удобства, на кривую принято наносить реперные точки, отмечающие соответствующий угол атаки крыла. По поляре легко оценить профильное сопротивление, максимально достижимое аэродинамическое качество профиля и его другие, важные параметры. Поляра зависит от числа Re. Свойства профиля удобно оценивать по семейству поляр, построенных в одной сетке координат для различных чисел Re.

Поляры конкретных профилей получают двумя способами:

1. Продувками в аэродинамической трубе

2. Теоретическими расчетами.

Следует заметить, что в последнее время теория, вкупе с компьютерными достижениями, позволила создать программы рассчитывающие поляры, довольно точно совпадающие с экспериментальными продувками. Например, весьма удобной для любительских целей программой для построения поляр с большой базой данных по геометрии известных профилей, является программа Profili, разработанная итальянскими моделистами. В этой программе Су обозначается как Cl, а Сх — как Cd.

Поляра, это один из самых наглядных способов оценки свойств профиля для конкретных применений. По этой кривой легко оценить изменение подъемной силы и лобового сопротивления при изменении угла атаки и их соотношение, то есть качество. По семейству поляр для разных чисел Re просто оценивается поведение этих сил при изменении скорости. Характер кривой в диапазоне малых подъемных сил в диапазоне скоростей показывает способность крыла разгоняться в пикировании самолета. Кривая на больших Су показывает способность к парению на малых скоростях, а ее плавный или резкий изгиб, характеризует темп сваливания при срыве потока обтекания. Асимметрия и поведение поляры в районе отрицательных Су показывает способность крыла к перевернутому полету, обратным петлям и демонстрирует, насколько они будут отличаться от прямого полета и прямых фигур. По семействам поляр нескольких профилей удобно проводить сравнительный анализ их свойств и выбирать наиболее подходящий для конкретного применения.

3 стр., 1347 слов

Механизация крыла

... механизация крыла (рис. 6.12, а), пред-ставляющая собой отклоняемую поверхность (пластинку), расположенную в нижней задней части крыла. В неотклоненном положении щиток вписывается в контур крыла. При больших углах ... из условия действий аэродинамической силы, инерционных сил конструкции крыла и сосредоточенных массовых сил. В работе крыла действие инерционных сил от агре Крыло состоит из каркаса и ...

Выводы

1. Подъемная сила крыла возникает из-за того, что скорость потока воздуха у верхней кромки крыла выше, чем у нижней, а следовательно давление над крылом меньше, чем под ним.

2. При обтекании крыла воздушным потоком, кроме подъёмной силы, возникает также сила лобового сопротивления, которая мешает движению.

3. Аэродинамическим качеством профиля называется отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению. Логично, что одной из основных задач при конструировании крыла является увеличение аэродинамического качества.

4. При увеличении плотности воздуха, подъёмная сила увеличивается.

5. По мере увеличения угла атаки появляется (если профиль семмитричный) и растет подъемная сила крыла. Лобовое сопротивление при этом тоже растет, сначала медленно, потом быстрее.

6. Для того чтобы оценивать степень влияния вязкости воздуха на характер обтекания крыла рассчитывается число Рейнольдса. При небольших Re поток можно считать ламинарным, в остальных случаях — турбулентным. При ламинарном течении трение поверхности крыла о воздух меньше. Значит и меньше лобовое сопротивление.

7. Кривизна профиля — влияет на асимметрию свойств. Увеличение кривизны приводит к увеличению Су на сравнительно небольших числах Re. При росте Re кривизна профиля для сохранения приемлемых значений лобового сопротивления должна уменьшаться.

Список литературы

[Электронный ресурс]//URL: https://drprom.ru/referat/podyemnaya-sila-kryila/

1. Краснов Н.Ф. «Аэродинамика» Часть 1. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. Москва, 1976 г.

2. Двоеносов Д.Л., Замятин В.И, Снежко О.К. «Нагрузки, действующие на планер в полёте» Москва, 1963 г.

3. http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile, Несущие крылья. Часть 1. Профиль крыла.