Основные сведения о воздушных судах гражданской авиации

Полеты самолетов и вертолетов в атмосфере Земли возможны благодаря аэродинамическим силам, возникающим при взаимодействии движущегося тела с воздушной средой.

2.1. Краткая характеристика воздушной среды

Атмосфера Земли имеет слоистое строение. Полеты воздушных судов гражданской авиации выполняются в тропосфере.

Основными параметрами состояния воздуха являются давление, температура и плотность. Эти параметры зависят от высоты, географической широты и долготы, времени года и суток и т.д. Для удобства аэродинамических расчетов и сравнения результатов экспериментов, проводимых в различных условиях, создана условная международная стандартная атмосфера (МСА), которая дает усредненные значения параметров воздуха по высотам. МСА на уровне моря: t = 15^oC,

p = 1,0133·10⁵Па (760 мм рт. ст), = 1,225 кг/м³.

На величину аэродинамических сил влияют вязкость (а при больших скоростях полета и сжимаемость) воздуха. Сжимаемость – способность воздуха изменять свой объем и плотность при изменении температуры и внешнего давления. Критерием сжимаемости воздуха под воздействием движущегося тела является число Maxa (величина М), представляющее собой отношение скорости полета V к скорости звука a в воздухе (M= V/a). Величина a приближенно может быть определена по формуле a = 20 T, м/с, где Т – абсолютная температура, К; (Т = t⁰C + 273⁰). Давление, плотность и абсолютная температура связаны уравнением состояния газа (воздуха)

р/ =gR*T, где

g – ускорение силы тяжести (g = 9,81 м/с²);

R* - универсальная газовая постоянная (для воздуха R* = 8314,3Дж/К* моль).

2.2. Основные законы аэродинамики

Аэродинамика – наука о законах движения воздуха, о взаимодействии воздушного потока с телом, которое он обтекает. При выводе ее основных уравнений предполагается непрерывное распределение газа (воздуха) в пространстве. Движение газа (поток газа) называется установившимся, если в любой точке пространства постоянны во времени скорость, давление и другие важные параметры.

Для установившегося движения закон сохранения массы сводится к тому, что через каждое поперечное сечение элементарной струйки (из них состоит поток) в единицу времени протекает одна и та же масса воздуха, то есть

(2.1)

где - массовая плотность воздуха в соответствующих сечениях струйки;

s-площадь соответствующего сечения струйки;

V – скорость воздуха в соответствующих сечениях струйки;

sV – секундный массовый расход воздуха через поперечное сечение.

Соотношение (2.1) называется уравнением неразрывности струи.

Для малых скоростей течения (М<0,3), когда сжимаемостью воздуха можно пренебречь ( ₁= ₂= const ), уравнение неразрывности принимает вид

s₁V₁= s₂V₂ = const или (2.2)

из которого следует, что скорость течения в струйке обратно пропорциональна площади ее поперечного сечения.

При увеличении скорости она все заметнее влияет на изменение плотности, быстро уменьшая ее. Произведение V в (2.1) быстро уменьшается, что может быть скомпенсировано только ростом сечения струйки s. При М>1 (сверхзвуковая скорость) рост скорости возможен только при увеличении s.

Применение закона сохранения энергии для случая установившегося движения позволяет установить взаимосвязь давления и скорости воздуха в струе.

Считая воздух несжимаемым и лишенным трения, можно записать баланс энергий в произвольных сечениях I-I и II-II струйки за время

, (2.3)

где -кинетическая энергия массы m воздуха, проходящего через соответствующее сечение s струйки;

– потенциальная энергия работы силы тяжести относительно некоторого условного уровня, на котором находится соответствующее сечение струйки;

-работа по продвижению воздуха через соответствующее сечение S струйки.

Разделив обе части уравнения (2.3) соответственно на и (равные объемы воздуха, проходящего через сечения s₁и s₂ за время ), получим уравнение Бернулли:

(2.4)

Для случая, когда , т.е. когда течение происходит через сечения, находящиеся почти на одном уровне, можно уравнение (2.4) упростить:

, (2.5)

где - динамическоедавление (скоростной напор),

-статическое давление.

Вывод:при установившемся движении сумма статического и динамического давления есть величина постоянная.

Для воздуха с учетом сжимаемости уравнение Бернулли приобретает вид:

(2.6) Уравнение Бернулли позволяет объяснить условие возникновения аэродинамических сил на крыле ВС и воздушном винте.

2.3. Геометрические характеристики крыла самолета

Внешние формы крыла определяются следующими геометрическими характеристиками: профилем крыла, видами крыла в плане и спереди.

Профиль крыла – форма сечения его в плоскости, параллельной плоскости симметрии самолета (рис.2.1).

Рис. 2.1. Формы профилей крыла:

1 – выпукло-вогнутый; 2 – плосковыпуклый; 3 – двояковыпуклый несимметричный; 4 – ромбовидный; 5 - двуклиновый; 6 – одноклиновый.

На современных самолетах, летающих на дозвуковых скоростях, крылья чаще всего имеют плосковыпуклые или двояковыпуклые профили, обладающие минимальным сопротивлением на этих скоростях. Для крыльев сверхзвуковых самолетов характерны двояковыпуклые симметричные профили с острыми кромками, ромбовидные и клиновидные.

Геометрическими характеристиками профиля являются хорда b, относительная толщина и относительная вогнутость (кривизна) . Хордой b профиля называется отрезок условной прямой линии, соединяющий переднюю и заднюю точки профиля. Относительная толщина профиля - это отношение максимальной толщины профиля С_max к его хорде, выраженное в процентах

(2.7)

Относительной вогнутостью профиля называется максимальное расстояние между средней линией профиля и хордой, выраженное в процентах от длины хорды

(2.8)

Средняя линия профиля соединяет переднюю и заднюю его точки и является геометрическим местом середин отрезков между верхним и нижним контурами профиля, перпендикулярных хорде.

На виде в плане (рис 2.2) крылья могут иметь различную форму.

На самолетах, рассчитанных на полеты с малыми дозвуковыми скоростями, чаще всего применяются крылья трапециевидной формы, выгодные в весовом отношении и простые в изготовлении. На самолетах, летающих на околозвуковых или сверхзвуковых скоростях, находят применение крылья стреловидные, треугольной или готической формы.

Форма крыла в плане характеризуется размахом , площадью S, удлинением , сужением и углом стреловидности .

Размахом крыла называется наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии самолета.

Площадью крыла S называется площадь его проекции на площадь хорд.В площадь крыла включается и часть его площади, вписанной в фюзеляж самолета, а также площадь мотогондол и гондол шасси, расположенных на крыле.

Удлинение крыла - это отношение квадрата размаха крыла к площади крыла:

= l²/S ( 2.9)

Рис.2.2. а, б, в, г, д, е. Форма и параметры крыла в плане:

а – прямоугольная; б – эллиптическая; в – трапецевидная; г – стреловидная;

д - треугольная; е – готическая

Сужение крыла η- это отношение длины корневой хорды b_корн к длине концевой хорды b_конц

(2.10)

Угол стреловидности крыла ( представляет собой угол, образуемый (при виде крыла сверху) между перпендикуляром к плоскости симметрии самолета и линией, соединяющей точки, лежащие на 0,25 длины хорды от носка крыла).

Вид крыла спереди характеризуется углом V (поперечной стреловидностью). Так называется угол, образованный плоскостью хорд крыла и горизонтальной плоскостью (рис. 2.3).

Рис. 2.3. Поперечная стреловидность крыла:

а – положительная; б – отрицательная.

Угол считается положительным, если концы крыла приподняты и отрицательным, если они опущены. Величина поперечного V крыла существенно влияет на поперечную устойчивость самолета. На нескоростных самолетах поперечное V крыла обычно имеет положительное значение ( до +7^о), а на скоростных – отрицательное (до -5 ).

2.4. Аэродинамические силы и характеристики крыла самолета

Полную аэродинамическую силу Ra обычно разлагают на Q лобового сопротивления движущемуся телу и подъемную силу Y. Силы Q и Y взаимно ортогональны.

Форма, размеры и профиль крыла выбираются такими, чтобы получить максимальную подъемную силу при минимальном лобовом сопротивлении.

Подъемная сила является только следствием несимметричного обтекания крыла (симметричного или несимметричного профиля) воздушным потоком, при котором скорость потока над крылом будет больше, чем под ним и, в соответствии с уравнением Бернулли (2.5), давление воздуха под крылом будет больше, чем над ним. При этом недопустимы срыв потока воздуха с поверхности крыла и сильное вихреобразование (рис. 2.4).

Рис. 2.4. а, б. Аэродинамические силы крыла:

а – симметричное обтекание; б – несимметричное обтекание; (+) – области повышенного давления; (-) – области пониженного давления

Величины Ra, Q и Y определяются по формулам

(2.11) (2.12) (2.13) гдеС_R, C_Y, C_Х-соответственно коэффициенты полной аэродинамической силы, подъемной силы и лобового сопротивления;

S – площадь крыла в плане;

- скоростной напор.

Коэффициенты С_R, C_Y, C_Х-безразмерны, определяются опытным путем и зависят, главным образом, от формы профиля крыла, формы крыла в плане, положения крыла в воздушном потоке и от состояния его поверхности.

Видно, что

Ra² = Y² + Q² (2.14) С_R² = C_Y² + C_Х² (2.15)

Аэродинамическое совершенство крыла характеризуется аэродинамическим качеством К, определяемым по соотношению

К = Y/ Q = C_Y/C_Х (2.16)

У современных самолетов значение качества крыльев достигает величины К = 20-22.

Аэродинамическими характеристиками называются зависимости C_Y, C_Х и К от угла атаки крыла и, отчасти, скорости полета. Углом атаки называется угол между направлением набегающего потока и хордой крыла. В качестве универсальной характеристики крыла используют зависимость C_Y = f(C_Х), называемую полярой крыла (рис. 2.5).

Рис. 2.5. Поляра крыла

Видны угол ₀ нулевой подъемной силы; угол _нв – наивыгоднейший угол атаки, когда качество К крыла максимально; критический угол _кр атаки, при котором C_Y имеет максимальное значение; угол _{cx min}, при котором минимально лобовое сопротивление.