Некоторые основные понятия в аэродинамике

Поиск и аренда частных самолетов

Угол установки α [º] – это угол между хордой профиля крыла и направлением набегающего потока. С изменением установочного угла меняются также подъемная сила и сопротивление, вследствие этого изменяются как площадь формы крыльев или соответственно лобовая поверхность, так и находящаяся в воздушном потоке форма, а следовательно, и их коэффициенты Ca и Cw.

Для того чтобы узнать свойства определенного профиля, проводится измерение коэффициентов подъемной силы и сопротивления, которые потом сопоставляются в одном графике – полярной диаграмме.

Каждый профиль имеет свойственную ему поляру, которая четко его характеризует. Уже при значении установочного угла, равном 0°, нормальный профиль имеет коэффициент подъемной силы, а значит и подъемную силу. Эта подъемная сила возникает при 0° благодаря действию пониженного давления на верхнюю поверхность крыла, вызванного более быстрым потоком на более длинной верхней кромке профиля. Подъемная сила увеличивается до отметки установочного угла в 15°. Последующее увеличение установочного угла влечет за собой также и увеличение сопротивления. Для самолета, растущее сопротивление, – означает уменьшение скорости, т.е. потери в подъемной силе и в маневренности. При больших значениях установочного угла поток срывается на верхней поверхности крыла; возникают вихри; пониженное давление из-за высокой скорости потока, что приводит к исчезновению значительной части подъемной силы.

Аэродинамическое качество и угол планирования. При остановленном двигателе самолет может пролететь в планирующем полете, с определенной высоты, достаточно большое расстояние. Соотношение высоты к расстоянию обозначается как аэродинамическое качество. Угол траектории планирования к горизонтальной линии называется углом планирования. Чем меньше аэродинамическое качество, тем большее расстояние с определенной высоты может преодолеть самолет в планирующем полете.

Число М (число Маха, сокр. – М) – известная характеристическая величина, которая показывает соотношение скорости ν тела к скорости звука с окружающей среды. Если число М – меньше 1, то скорость – меньше чем скорость звука, а если превышает 1 – то больше (сверхзвуковые самолеты). По близости с землей скорость звука составляет приблизительно 340 м/с. Тогда число Маха 0,5 будет равняться 170 м/с или где-то 600 км/час. Число Маха равное 1 соответствует ориентировочно 1200 км/ч, а равное 2 соответственно – 2400 км/ч.

Смотрите также:  Аэропорт Генерал Виллегас(Airport General Villegas) коды IATA: VGS ICAO: город: Генерал Виллегас (General Villegas) страна: Аргентина (Argentina)

Если известны скорость и высота полета, то можно высчитать число М самолета, используя формулу M =v/c. Соответственно зная число М и высоту полета, по формуле v = Mc, можно определить скорость.

Ламинарный поток. При ламинарном потоке отдельные частицы потока воздуха планируют в строгом порядке друг около друга со своими линиями обтекания. Чистые ламинарные потоки возникают только при относительно небольших скоростях.

Турбулентные потоки. Вместе с возрастанием скорости, к поступательному движению ламинарного потока добавляется поперечное движение, которое с увеличением скорости, постоянно растет, до тех пор, пока не будет достигнуто полное завихрение или турбулентность.

Число Рейнольдса. Как известно, каждое тело создает другое поле потока. Также и у геометрически похожих тел различной величины создаются разные линии обтекания, когда (наряду с некоторыми другими факторами) число Рейнольдса – не одинаковое для обоих измерений. При рассмотрении аэродинамических сил (сопротивление, подъемная сила), результаты испытаний модели можно переносить на настоящий самолет только тогда, когда число Рейнольдса совпадает или значение соответственно пересчитано. Число Рейнольдса Re = vl/V , где l – это характерная длина (хорда крыла, диаметр, длина фюзеляжа) [м], v – скорость полета [м/с], V – кинематическая вязкость [м²/с].

Для каждого потока есть свое критическое число Рейнольдса, при котором происходит переход пограничного слоя с ламинарной в турбулентную область. В этом месте сопротивление падает, в то время как подъемная сила значительно возрастает. Таким образом, полеты необходимо совершать в сверхзвуковом диапазоне.

Средства для увеличения подъемной силы

Тонкие профили малой кривизны имеют небольшое сопротивление, тем самым позволяют развивать более высокую скорость, чем толстые профили большой кривизны. При этом их небольшая подъемная сила требует высокой взлетной и посадочной скоростей, которые создают большую нагрузку на шасси и корпус. Средства для увеличения подъемной силы заключаются в придании профилю более сильного изгиба, а также многократному препятствованию срыва потока на верхней поверхности профиля при большом установочном угле; вследствие чего снижаются взлетная и посадочная скорости. Это принципиально возможно: благодаря повышению подъемной силы, используя такую аэродинамическую помощь, как жалюзи-профили, влиянию пограничного слоя, использованию двигателей в качестве средства для увеличения подъемной силы и т.д.; благодаря стартовым двигателям; благодаря аэродинамическим тормозам для сокращения посадочной дистанции, благодаря регулируемым шасси, тормозным винтам, реверсированию тяги и торможению в результате трения; благодаря тормозному парашюту и т.д.

Смотрите также:  Александр Балуев не долетел до Москвы

В качестве примера увеличения подъемной силы благодаря одной из аэродинамических сил служат щелевые крылья. Они препятствуют отрыву потока.

Профиль крыла при обтекании потоком создает подъемную силу, которая зависит от величины установочного угла и скорости полета. Чем выше скорость полета, тем как можно меньший установочный угол нужен для того, чтобы полететь. И напротив – чем меньше скорость полета (взлет, посадка), тем больше должен быть установочный угол. Но при определенном угле это привело бы к отрыву потока, и самолет практически при нулевой подъемной силе упал бы на землю.

Благодаря щели в передней части профиля может возникать новая кинетическая энергия, при этом установочном угле срывающегося потока на верхней поверхности профиля. Протекающий воздух приносит поток на верхнюю поверхность профиля, а следовательно снова к прилеганию и поэтому подъемная сила сохраняется. Щелевые крылья могут устанавливаться неподвижно или быть с механическим приводом. Также, при больших установочных углах часто применяют действующую вверх и вперед подъемную силу, чтобы с ее помощью при определенном состоянии потока (незадолго перед отрывом) вытягивать щелевое крыло. При горизонтальном полете лобовое сопротивление давит на щелевое крыло снова обратно в свое исходное положение.

Самые известные средства для увеличения подъемной силы – это щитки. Конструкции щитков могут быть самыми разнообразными, кроме того, они часто комбинированные. Для ожидаемого увеличения подъемной силы даются ориентировочные значения, которые, тем не менее, сильно зависят от формы предкрылков, щелей и щитков, глубины щитка в соотношении к основному профилю и их углов отклонения.

Смотрите также:  Dassault Aviation внедряет новую цифровую технологию управления

Пограничный слой. Это тонкий слой потока воздуха, который возникает на верхней поверхности омываемого им летательного аппарата или другого тела, вследствие трения и сцепления, которые тормозят поток воздуха и способствуют созданию вихрей. Поток в пограничном слое, в большинстве случаев, над определенной дистанцией разделен на ламинарные слои, а за нею турбулентный (завихренный). Положение точки перехода U (Рис.5) с ламинарного потока в турбулентный, при заданной форме тела, зависит от критического числа Рейнольдса. При большом увеличении давления вдоль контура поток срывается в точке отрыва А. При этом, у крыльев значительно повышается сопротивляемость и сокращается подъемная сила.

Управление пограничным слоем. Отрыв пограничного слоя, который ведет к уменьшению подъемной силы, может быть предотвращен с помощью отсоса жидкости в пограничном слое с малым запасом энергии или соответственно благодаря подаче потока с большим запасом энергии (управление пограничным слоем благодаря реактивным закрылкам). На стреловидном крыле создает препятствие аэродинамический гребень, это закрепленная в продольном направлении самолета, вертикально расположенная перегородка, отвод пограничного слоя по концам крыла и тем самым срыв потока. Влияние пограничного слоя также возможно вследствие сдувания воздуха, отбираемого от двигателя на носок крыла и щели перед посадочным закрылком. Понятие пограничного слоя в аэрогидродинамике (аэродинамика) было введено Л.Прандтлем в 1904 году.