Обтекание воздушным потоком реального крыла

На заре авиации, будучи не в состоянии объяснить процессы образования подъемной силы, люди при создании крыльев искали подсказки у природы и копировали их. Первое, на что было обращено внимание – это особенности строения крыльев птиц. Было замечено, что все они имеют выпуклую поверхность наверху и плоскую или вогнутую внизу (смотри рис). Почему же природа придала птичьим крыльям такую форму? Поиски ответа на этот вопрос легли в основу дальнейших исследований.

На малых скоростях полета воздушную среду можно считать несжимаемой. Если воздуш-ный поток является ламинарным (безвихревым), то его можно разбить на бесконечное множество элементарных, не сообщающихся между собой струек воздуха. В этом случае, в соответствии с законом сохранения материи, через каждое поперечное сечение изолированной струйки при установившемся движении в единицу времени протекает одна и та же масса воздуха. Площадь сечения струек может меняться. Если оно уменьшается, то скорость потока в струйке уве-личивается. Если сечение струйки увеличивается, то скорость потока уменьшается (смотри рис).

Швейцарский математик и инженер Даниил Бернулли вывел закон, ставший одним из базовых законов аэродинамики и носящий ныне его имя: при установившемся движении идеального несжимаемого газа сумма кинетической и потенциальной энергий единицы его объема есть величина постоянная для всех сечений одной и той же струйки.

, - давление в потоке (потенциаль-ная энергия), - динамический напор (кинетическая энергия). Из приведенной формулы видно, что если скорость потока в струйке воздуха увеличивается, то давление в ней уменьшается. И наоборот: если скорость струйки уменьшается, то давление в ней увеличивается (смотри рис). Так как , значит .

Теперь давайте рассмотрим поподробнее процесс обтекания крыла. Обратим внимание на то, что верхняя поверхность крыла выгнута значительно больше, чем нижняя. Это самое важное обстоятельство (смотри рис). Рассмотрим струйки воздуха, обтекающие верхнюю и нижнюю поверхности профиля. Профиль обтекается без завихрений. Молекулы воздуха в струйках, подходящие одновременно к передней кромке крыла, должны также одновременно отойти от задней кромки. На рисунке видно, что длина траектории струйки воздуха, обтекающей верхнюю поверхность профиля больше, чем длина траектории обтекания нижней поверхности. Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает РАЗРЕЖЕНИЕ. 

Разница давлений под нижней и над верхней поверхностями крыла приводит к появлению дополнительной подъемной силы. В отличие от пластины, при нулевом угле атаки на крыле с подобным профилем подъемная сила нулевой не будет.

Наибольшее ускорение обтекающего профиль потока возникает над верхней поверхностью вблизи передней кромки. Соответственно там же наблюдается и максимальное разрежение. На рисунке показаны эпюры распределения давления по поверхности профиля.

, где 

- коэффициент давления; P      - давление в потоке;  - давление в невозмущенном потоке;  - скоростной напор невозмущенного потока;  - плотность воздуха в невозмущенном потоке;  - скорость невозмущенного потока.

Твердое тело, взаимодействуя с потоком воздуха, изменяет его характеристики (давление, плотность, скорость). Под характеристиками невозмущенного потока мы будем понимать характеристики потока на бесконечно большом удалении от исследуемого тела. То есть там, где исследуемое тело с потоком не взаимодействует - не возмущает его. Коэффициент Cp показывает относительную разницу между давлением воздушного потока на крыло и атмосферным давлением в невозмущенном потоке. Там, где Cp<0  поток разрежен. Там, гдеCp>0, поток испытывает сжатие. Особо отметим точку А. Это критическая точка. В ней происходит разделение потока. В этом месте скорость потока равна нулю и давление максимально. Оно равно давлению торможения, а коэффициент давления Cp=1.  - давление торможения;  - давление в невозмущенном потоке;  - скоростной напор невозмущенного потока.

Распределение давлений по профилю зависит от формы профиля, угла атаки и может существенно отличаться от приведенного на рисунке, но нам важно запомнить, что на малых (дозвуковых) скоростях основной вклад в создание подъемной силы вносит разрежение, образующееся над верхней поверхностью крыла на первых 25% хорды профиля

. По этой причине в «большой авиации» стараются не нарушать форму верхних поверхностей крыла, не размещать там места подвески грузов, эксплуатационные лючки. Нам также следует  особенно внимательно относиться к сохранению целостности верхних поверхностей крыльев наших аппаратов, так как износ и неаккуратно поставленные заплатки существенно ухудшают их летные характеристики. А это не просто уменьшение «летучести» аппарата. Это еще и вопрос обеспечения безопасности полетов. На рисунке показаны поляры двух несимметричных профилей. Нетрудно заметить, что эти поляры несколько отличаются от поляры пластины. Это объясняется тем, что при нулевом угле атаки на таких крыльях подъемная сила будет ненулевой. На поляре профиля А отмечены точки, соответствующие экономическому (1), наивыгоднейшему (2) и критическому (3) углам атаки. Возникает вопрос: какой профиль лучше? Ответить на него однозначно невозможно. Профиль [А] имеет меньшее сопротивление, у него большее, чем у [Б], аэродинамическое качество. Крыло с профилем [А] будет летать быстрее и дальше крыла [Б]. Но есть и другие аргументы. Профиль [Б] имеет большие значения Cy. Крыло с профилем [Б] сможет удерживаться в воздухе на меньших скоростях, чем крыло с профилем [А]. На практике у каждого профиля есть своя область применения. Профиль [А] выгоден в дальних перелетах, там, где нужны скорость и «летучесть». Профиль [Б] полезнее там, где возникает необходимость удержаться в воздухе на минимальной скорости. Например, при заходе на посадку.

В «большой авиации», особенно при проектировании тяжелых самоле-тов, идут на существенные усложне-ния конструкции крыла ради улучшения его взлетно-посадочных характерис-тик. Ведь большая посадочная ско-рость тянет за собой целый комплекс проблем, начиная от значительного  усложнения процессов взлета и посадки и кончая необходимостью постройки все более длинных и дорогостоящих взлетных полос на аэродромах. На рисунке изображен профиль крыла, оснащенного предкрылком и двухщелевым закрылком.

studfiles.net

Научно-технические мифы, часть 1. Почему летают самолеты? / Habr

В современном мире многие люди интересуются наукой и техникой и пытаются хотя бы в общих чертах понять, как работают вещи, которые их окружают. Благодаря этому стремлению к просвещению существует научно-просветительская литература и сайты, подобные Гиктаймсу. А поскольку читать и воспринимать ряды формул большинству людей затруднительно, то излагаемые в подобных изданиях теории неизбежно подвергаются значительному упрощению в попытке донести до читателя «суть» идеи с помощью простого и понятного объяснения которое легко воспринять и запомнить. К сожалению, некоторые из подобных «простых объяснений» являются в корне неверными, но при этом оказываются настолько «очевидными», что не подвергаясь особому сомнению начинают кочевать из одного издания в другое и нередко становятся доминирующей точкой зрения, несмотря на свою ошибочность.

В качестве одного из примеров попробуйте ответить на простой вопрос: «откуда возникает подъемная сила в крыле самолета»?

Если в Вашем объяснении фигурируют «разная длина верхней и нижней поверхности крыла», «разная скорость потока воздуха на верхней и нижней кромках крыла» и «закон Бернулли», то я вынужден Вам сообщить, что Вы скорее всего стали жертвой популярнейшего мифа, который преподают порою даже в школьной программе.


Давайте для начала напомним, о чем идет речь

Объяснение подъемной силы крыла в рамках мифа выглядит следующим образом:

  1. Крыло имеет несимметричный профиль снизу и сверху
  2. Непрерывный поток воздуха разделяется крылом на две части, одна из которых проходит над крылом, а другая под ним
  3. Мы рассматриваем ламинарное обтекание, в котором поток воздуха плотно прилегает к поверхности крыла
  4. Поскольку профиль несимметричен, то для того чтобы снова сойтись за крылом в одной точке «верхнему» потоку нужно проделать больший путь, чем «нижнему», поэтому воздуху над крылом приходится двигаться с большей скоростью чем под ним
  5. Согласно закону Бернулли статическое давление в потоке уменьшается с ростом скорости потока, поэтому в потоке над крылом статическое давление будет ниже
  6. Разница давлений в потоке под крылом и над ним и составляет подъемную силу

А для демонстрации этой идеи достаточно простого гибкого и легкого листа бумаги. Берем лист, подносим его ко рту, и дуем над ним чтобы создать модель в которой поток воздуха над листом бумаги движется быстрее чем под ним. И вуаля — с первой или второй попытки лист бумаги презрев тяготение действительно поднимается под действием подъемной силы вверх. Теорема доказана!

… или все-таки нет?..

Существует история (я правда не знаю насколько она правдива), что одним из первых людей предложивших, подобную теорию был не кто иной, как сам Альберт Эйнштейн. Согласно этой истории в 1916 году он написал соответствующую статью и на её основе предложил свою версию «идеального крыла», которое, по его мнению, максимизировало разницу скоростей над крылом и под ним, и в профиль выглядело примерно вот так:

В аэродинамической трубе продули полноценную модель крыла с этим профилем, но увы — её аэродинамические качества оказались на редкость плохими. В отличие — парадоксально! — от многих крыльев с идеально симметричным

профилем, в которых путь воздуха над крылом и под ним должен был быть принципиально одинаков. В рассуждениях Эйнштейна явно что-то было неправильно. И вероятно наиболее явным проявлением этой неправильности было то что некоторые пилоты в качестве акробатического трюка стали летать на своих самолетах вверх ногами. У первых самолетов, которые пробовали перевернуться в полете, возникали проблемы с топливом и маслом, которое не текло туда, куда нужно, и вытекало там, где не нужно, но после того, как в 30-х годах прошлого века энтузиастами аэробатики были созданы топливные и масляные системы, способные работать длительное время в перевернутом положении, полет «вверх ногами» стал обычным зрелищем на авиашоу. В 1933, к примеру, один американец и вовсе совершил полет вверх ногами из Сан-Диего в Лос-Анджелес. Каким-то волшебным образом перевернутое крыло по-прежнему генерировало подъемную силу, направленную вверх.

Посмотрите на эту картинку — на ней изображен самолет, аналогичный тому, на котором был установлен рекорд полета в перевернутом положении. Обратите внимание на обычный профиль крыла (Boeing-106B airfoil) который, согласно приведенным выше рассуждениям, должен создавать подъемную силу от нижней поверхности к верхней.

Итак, у нашей простой модели подъемной силы крыла есть некоторые трудности, которые можно в целом свести к двум простым наблюдениям:

  1. Подъемная сила крыла зависит от его ориентации относительно набегающего потока воздуха — угла атаки
  2. Симметричные профили (в том числе и банальный плоский лист фанеры) тоже создают подъемную силу

В чем же причина ошибки? Оказывается, что в приведенном в начале статьи рассуждении совершенно неверен (и вообще говоря, просто взят с потолка) пункт №4. Визуализация потока воздуха вокруг крыла в аэродинамической трубе показывает, что фронт потока, разделенный на две части крылом, вовсе не смыкается обратно за кромкой крыла.

Проще говоря, воздух «не знает», что ему нужно двигаться с какой-то определенной скоростью вокруг крыла, чтобы выполнить какое-то условие, которое нам кажется очевидным. И хотя скорость потока над крылом действительно выше, чем под ним, это является не

причиной образования подъемной силы а следствием того, что над крылом существует область пониженного давления, а под крылом — область повышенного. Попадая из области нормального давления в разреженную область, воздух разгоняется перепадом давлений, а попадая в область с повышенным давлением — тормозится. Важный частный пример столь «не-бернуллевского» поведения наглядно демонстрируют экранопланы: при приближении крыла к земле его подъемная сила возрастает (область повышенного давления поджимается землей), тогда как в рамках «бернуллевских» рассуждений крыло на пару с землей формируют нечто вроде сужающегося тоннеля что в рамках наивных рассуждений должно было бы разгонять воздух и притягивать за счет этого крыло к земле подобно тому, как это делается в схожих по смыслу рассуждениях о «взаимном притяжении проходящих на параллельных курсах пароходах». Причем в случае экраноплана ситуация во многом даже хуже, поскольку одна из «стенок» этого тоннеля движется с высокой скоростью навстречу крылу, дополнительно «разгоняя» тем самым воздух и способствуя еще большему снижению подъемной силы. Однако реальная практика «экранного эффекта» демонстрирует прямо противоположную тенденцию, наглядно демонстрируя опасность логики рассуждений о подъемной силе построенных на наивных попытках угадать поле скоростей потока воздуха вокруг крыла.

Как это ни странно, значительно более приближенное к истине объяснение дает другая неверная теория подъемной силы, отвергнутая еще в XIX веке. Сэр Исаак Ньютон предполагал, что взаимодействие объекта с набегающим воздушным потоком можно моделировать, предположив, что набегающий поток состоит из крошечных частиц, ударяющихся об объект и отскакивающих от него. При наклонном расположении объекта относительно набегающего потока частицы будут преимущественно отражаться объектом вниз и в силу закона сохранения импульса при каждом отклонении частицы потока вниз объект будет получать импульс движения вверх. Идеальным крылом в подобной модели был бы плоский воздушный змей, наклоненный к набегающему потоку:

Подъемная сила в этой модели возникает за счет того, что крыло направляет часть воздушного потока вниз, это перенаправление требует приложения определенной силы к потоку воздуха, а подъемная сила является соответствующей силой противодействия со стороны воздушного потока на крыло. И хотя исходная «ударная» модель вообще говоря неверна, в подобной обобщенной формулировке это объяснение действительно верно. Любое крыло работает за счет того, что отклоняет часть набегающего потока воздуха вниз и это, в частности, объясняет, почему подъемная сила крыла пропорциональна плотности потока воздуха и квадрату его скорости. Это дает нам первое приближение к правильному ответу: крыло создает подъемную силу потому что линии тока воздуха после прохождения крыла в среднем оказываются направлены вниз. И чем сильнее мы отклоняем поток вниз (например увеличивая угол атаки) — тем подъемная сила оказывается больше.

Немного неожиданный результат, правда? Однако он пока никак не приближает нас к пониманию того, почему воздух после прохождения крыла оказывается движущимся вниз. То, что Ньютоновская ударная модель неверна, было показано экспериментально опытами, которые продемонстрировали что реальное сопротивление потока ниже, чем предсказывает Ньютоновская модель, а генерируемая подъемная сила — выше. Причиной этих расхождений является то, что в модели Ньютона частички воздуха никак не взаимодействуют друг с другом, тогда как реальные линии тока не могут пересекать друг друга, так как это показано на рисунке выше. «Отскакивающие» под крылом вниз условные «частички воздуха» сталкиваются с другими и начинают «отталкивать» их от крыла еще до того, как они с ним столкнутся, а частички воздушного тока, оказавшиеся над крылом, «выпихивают» частички воздуха, расположенные ниже, в пустое пространство, остающееся за крылом:

Говоря другими словами, взаимодействие «отскочившего» и «набегающего» потоков создает под крылом область высокого давления (красную), а «тень», пробиваемая крылом в потоке, образует область низкого давления (синюю). Первая область отклоняет поток под крылом вниз еще до того, как этот поток соприкоснется с его поверхностью, а вторая заставляет поток над крылом изгибаться вниз, хотя он с крылом не соприкасался вообще. Совокупное давление этих областей по контуру крыла, собственно, и образует в итоге подъемную силу. При этом интересный момент состоит в том, что неизбежно возникающая перед крылом область высокого давления у правильно спроектированного крыла соприкасается с его поверхностью лишь по небольшому участку в передней кромке крыла, тогда как область высокого давления под крылом и область низкого давления над ним соприкасаются с крылом на значительно большой площади. В результате подъемная сила крыла формируемая двумя областями вокруг верхней и нижней поверхностей крыла может быть намного больше, чем сила сопротивления воздуха, которую обеспечивает воздействие области высокого давления, расположенной перед передней кромкой крыла.

Поскольку наличие областей разного давления изгибает линии тока воздуха, то часто удобно определять эти области именно по этому изгибу. К примеру, если линии тока над крылом «загибаются вниз», то в этой области существует градиент давления направленный сверху вниз. И если на достаточно большом удалении над крылом давление является атмосферным, то по мере приближения к крылу сверху вниз давление должно падать и непосредственно над крылом оно окажется ниже атмосферного. Рассмотрев аналогичное «искривление вниз», но уже под крылом, мы получаем, что если начать с достаточно низкой точки под крылом, то, приближаясь к крылу снизу вверх, мы придем в область давления, которое будет выше атмосферного. Аналогичным образом «расталкивание» линий тока перед передней кромкой крыла соответствует существованию перед этой кромкой области повышенного давления. В рамках подобной логики можно сказать, что крыло создает подъемную силу, изгибая линии тока воздуха вокруг крыла. Поскольку линии тока воздуха как бы «прилипают» к поверхности крыла (эффект Коанда) и друг к другу, то, изменяя профиль крыла, мы заставляем воздух двигаться вокруг него по искривленной траектории и формировать в силу этого нужный нам градиент давлений. К примеру, для обеспечения полета вверх ногами достаточно создать нужный угол атаки, направив нос самолета в сторону от земли:

Снова немного неожиданно, правда? Тем не менее это объяснение уже ближе к истине, чем исходная версия «воздух ускоряется над крылом, потому что над крылом ему нужно пройти большее расстояние, чем под ним». Кроме того, в его терминах легче всего понять явление, которое называется «срывом потока» или «сваливанием самолета». В нормальной ситуации увеличивая угол атаки крыла мы увеличиваем тем самым искривление воздушного потока и соответственно подъемную силу. Ценою за это является увеличение аэродинамического сопротивления, поскольку область низкого давления постепенно смещается из положения «над крылом» в положение «слегка за крылом» и соответственно начинает притормаживать самолет. Однако после некоторого предела ситуация неожиданно резко изменяется. Синяя линия на графике — коэффициент подъемной силы, красная — коэффициент сопротивления, горизонтальная ось соответствует углу атаки.

Дело в том, что «прилипаемость» потока к обтекаемой поверхности ограничена, и если мы попытаемся слишком сильно искривить поток воздуха, то он начнет «отрываться» от поверхности крыла. Образующаяся за крылом область низкого давления начинает «засасывать» не поток воздуха, идущий с ведущей кромки крыла, а воздух из области оставшейся за крылом, и подъемная сила генерируемая верхней частью крыла полностью или частично (в зависимости от того, где произошел отрыв) исчезнет, а лобовое сопротивление увеличится.

Для обычного самолета сваливание — это крайне неприятная ситуация. Подъемная сила крыла уменьшается с уменьшением скорости самолета или уменьшением плотности воздуха, а кроме того поворот самолета требует большей подъемной силы, чем просто горизонтальный полет. В нормальном полете все эти факторы компенсируют именно выбором угла атаки. Чем медленнее летит самолет, чем менее плотный воздух (самолет забрался на большую высоту или садится в жаркую погоду) и чем круче поворот, тем больше приходится делать этот угол. И если неосторожный пилот переходит определенную черту, то подъемная сила упирается в «потолок» и становится недостаточной для удержания самолета в воздухе. Добавляет проблем и увеличившееся сопротивление воздуха, которое ведет к потере скорости и дальнейшему снижению подъемной силы. А в результате самолет начинает падать — «сваливается». Попутно могут возникнуть проблемы с управлением из-за того, что подъемная сила перераспределяется по крылу и начинает пытаться «повернуть» самолет или управляющие поверхности оказываются в области сорванного потока и перестают генерировать достаточное управляющее усилие. А в крутом повороте, к примеру, поток может сорвать лишь с одного крыла, в результате чего самолет начнет не просто терять высоту, но и вращаться — войдет в штопор. Сочетание этих факторов остается одной из нередких причин авиакатастроф. С другой стороны, некоторые современные боевые самолеты специально проектируются таким специальным образом, чтобы сохранять управляемость в подобных закритических режимах атаки. Это позволяет подобным истребителям при необходимости резко тормозить в воздухе. Иногда это используется для торможения в прямолинейном полете, но чаще востребовано в виражах, поскольку чем меньше скорость, тем меньше при прочих равных радиус поворота самолета. И да-да, Вы угадали — именно это та самая «сверхманевренность», которой заслуженно гордятся специалисты проектировавшие аэродинамику отечественных истребителей 4 и 5 поколений.

Однако мы пока так и не ответили на основной вопрос: откуда, собственно, возникают области повышенного и пониженного давления вокруг крыла в набегающем потоке воздуха? Ведь оба явления («прилипание потока к крылу» и «над крылом воздух движется быстрее»), которыми можно объяснить полет, являются следствием определенного распределения давлений вокруг крыла, а не его причиной. Но почему формируется именно такая картина давлений, а не какая-то другая?

К сожалению, ответ на этот вопрос уже неизбежно требует привлечения математики. Давайте представим себе, что наше крыло является бесконечно длинным и одинаковым по всей длине, так что движение воздуха вокруг него можно моделировать в двумерном срезе. И давайте предположим, для начала, что в роли нашего крыла выступает… бесконечно длинный цилиндр в потоке идеальной жидкости. В силу бесконечности цилиндра такую задачу можно свести к рассмотрению обтекания круга в плоскости потоком идеальной жидкости. Для столь тривиального и идеализированного случая существует точное аналитическое решение, предсказывающее, что при неподвижном цилиндре общее воздействие жидкости на цилиндр будет нулевым.

А теперь давайте рассмотрим некое хитрое преобразование плоскости на себя, которое математики называют конформным отображением. Оказывается можно подобрать такое преобразование, которое с одной стороны сохраняет уравнения движения потока жидкости, а с другой трансформирует круг в фигуру, имеющую похожий на крыло профиль. Тогда трансформированные тем же самым преобразованием линии тока жидкости для цилиндра становятся решением для тока жидкости вокруг нашего импровизированного крыла.

Наш исходный круг в потоке идеальной жидкости имеет две точки, в которых линии тока соприкасаются с поверхностью круга, и следовательно те же две точки будут существовать и на поверхности профиля после применения к цилиндру преобразования. И в зависимости от поворота потока относительно исходного цилиндра («угла атаки») они будут располагаться в разных местах поверхности сформированного «крыла». И почти всегда это будет означать, что часть линий тока жидкости вокруг профиля должна будет огибать заднюю, острую кромку крыла, как показано на картинке выше.

Это потенциально возможно для идеальной жидкости. Но не для реальной.

Наличие в реальной жидкости или газе даже небольшого трения (вязкости) приводит к тому, что поток подобный изображенному на картинке немедленно нарушается — верхний поток будет сдвигать точку где линия тока соприкасается с поверхностью крыла до тех, пор пока она не окажется строго на задней кромке крыла (постулат Жуковского-Чаплыгина, он же аэродинамическое условие Кутты). И если преобразовать «крыло» обратно в «цилиндр», то сдвинувшиеся линии тока окажутся примерно такими:

Но если вязкость жидкости (или газа) очень мала, то получившееся подобным путем решение должно подходить и для цилиндра. И оказывается, что такое решение действительно можно найти, если предположить, что цилиндр вращается. То есть физические ограничения, связанные с перетоком жидкости вокруг задней кромки крыла приводят, к тому, что движение жидкости из всех возможных решений будет стремиться прийти к одному конкретному решению, в котором часть потока жидкости вращается вокруг эквивалентного цилиндра, отрываясь от него в строго определенной точке. А поскольку вращающийся цилиндр в потоке жидкости создает подъемную силу, то ее создает и соответствующее крыло. Компонент движения потока соответствующий этой «скорости вращения цилиндра» называется циркуляцией потока вокруг крыла, а теорема Жуковского говорит о том, что аналогичную характеристику можно обобщить для произвольного крыла, и позволяет количественно рассчитывать подъемную силу крыла на ее основе. В рамках этой теории подъемная сила крыла обеспечивается за счет циркуляции воздуха вокруг крыла, которая порождается и поддерживается у движущегося крыла указанными выше силами трения, исключающими переток воздуха вокруг его острой задней кромки.

Удивительный результат, не правда ли?

Описанная теория конечно сильно идеализирована (бесконечно длинное однородное крыло, идеальный однородный несжимаемый поток газа / жидкости без трения вокруг крыла), но дает довольно точное приближение для реальных крыльев и обычного воздуха. Только не воспринимайте в ее рамках циркуляцию как свидетельство того, что воздух действительно вращается вокруг крыла. Циркуляция — это просто число, показывающее, насколько должен отличаться по скорости поток на верхней и нижней кромках крыла, чтобы решение движений потока жидкости обеспечило отрыв линий тока строго на задней кромке крыла. Не стоит также воспринимать «принцип острой задней кромки крыла» как необходимое условие для возникновения подъемной силы: последовательность рассуждений вместо этого звучит как «если у крыла острая задняя кромка, то подъемная сила формируется так-то».

Попробуем подытожить. Взаимодействие воздуха с крылом формирует вокруг крыла области высокого и низкого давления, которые искривляют воздушный поток так, что он огибает крыло. Острая задняя кромка крыла приводит к тому, что в идеальном потоке из всех потенциальных решений уравнений движения реализуется только одно конкретное, исключающее переток воздуха вокруг острой задней кромки. Это решение зависит от угла атаки и у обычного крыла имеет область пониженного давления над крылом и область повышенного давления — под ним. Соответствующая разница давлений формирует подъемную силу крыла, заставляет воздух двигаться быстрее над верхней кромкой крыла и замедляет воздух под нижней. Количественно подъемную силу удобно описывать численно через эту разницу скоростей над крылом и под ним в виде характеристики, которая называется «циркуляцией» потока. При этом в соответствии с третьим законом Ньютона действующая на крыло подъемная сила означает, что крыло отклоняет вниз часть набегающего воздушного потока — для того, чтобы самолет мог лететь, часть окружающего его воздуха должна непрерывно двигаться вниз. Опираясь на этот движущийся вниз поток воздуха самолет и «летит».

Простое же объяснение с «воздухом, которому нужно пройти более длинный путь над крылом, чем под ним» — неверно.

habr.com

Обтекание воздушным потоком реального крыла — МегаЛекции

На заре авиации, будучи не в состоянии объяснить процессы образования подъемной силы, люди при создании крыльев искали подсказки у природы и копировали их. Первое, на что было обращено внимание – это особенности строения крыльев птиц. Было замечено, что все они имеют выпуклую поверхность наверху и плоскую или вогнутую внизу (смотри рис). Почему же природа придала птичьим крыльям такую форму? Поиски ответа на этот вопрос легли в основу дальнейших исследований.

На малых скоростях полета воздушную среду можно считать несжимаемой. Если воздуш-ный поток является ламинарным (безвихревым), то его можно разбить на бесконечное множество элементарных, не сообщающихся между собой струек воздуха. В этом случае, в соответствии с законом сохранения материи, через каждое поперечное сечение изолированной струйки при установившемся движении в единицу времени протекает одна и та же масса воздуха. Площадь сечения струек может меняться. Если оно уменьшается, то скорость потока в струйке уве-личивается. Если сечение струйки увеличивается, то скорость потока уменьшается (смотри рис).

Швейцарский математик и инженер Даниил Бернулли вывел закон, ставший одним из базовых законов аэродинамики и носящий ныне его имя: при установившемся движении идеального несжимаемого газа сумма кинетической и потенциальной энергий единицы его объема есть величина постоянная для всех сечений одной и той же струйки.

, - давление в потоке (потенциаль-ная энергия), - динамический напор (кинетическая энергия). Из приведенной формулы видно, что если скорость потока в струйке воздуха увеличивается, то давление в ней уменьшается. И наоборот: если скорость струйки уменьшается, то давление в ней увеличивается (смотри рис). Так как , значит .

Теперь давайте рассмотрим поподробнее процесс обтекания крыла. Обратим внимание на то, что верхняя поверхность крыла выгнута значительно больше, чем нижняя. Это самое важное обстоятельство (смотри рис). Рассмотрим струйки воздуха, обтекающие верхнюю и нижнюю поверхности профиля. Профиль обтекается без завихрений. Молекулы воздуха в струйках, подходящие одновременно к передней кромке крыла, должны также одновременно отойти от задней кромки. На рисунке видно, что длина траектории струйки воздуха, обтекающей верхнюю поверхность профиля больше, чем длина траектории обтекания нижней поверхности. Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает РАЗРЕЖЕНИЕ. Разница давлений под нижней и над верхней поверхностями крыла приводит к появлению дополнительной подъемной силы. В отличие от пластины, при нулевом угле атаки на крыле с подобным профилем подъемная сила нулевой не будет.



Наибольшее ускорение обтекающего профиль потока возникает над верхней поверхностью вблизи передней кромки. Соответственно там же наблюдается и максимальное разрежение. На рисунке показаны эпюры распределения давления по поверхности профиля.

, где

- коэффициент давления; P - давление в потоке; - давление в невозмущенном потоке; - скоростной напор невозмущенного потока; - плотность воздуха в невозмущенном потоке; - скорость невозмущенного потока.

Твердое тело, взаимодействуя с потоком воздуха, изменяет его характеристики (давление, плотность, скорость). Под характеристиками невозмущенного потока мы будем понимать характеристики потока на бесконечно большом удалении от исследуемого тела. То есть там, где исследуемое тело с потоком не взаимодействует - не возмущает его. Коэффициент Cp показывает относительную разницу между давлением воздушного потока на крыло и атмосферным давлением в невозмущенном потоке. Там, где Cp<0 поток разрежен. Там, гдеCp>0, поток испытывает сжатие. Особо отметим точку А. Это критическая точка. В ней происходит разделение потока. В этом месте скорость потока равна нулю и давление максимально. Оно равно давлению торможения, а коэффициент давления Cp=1. - давление торможения; - давление в невозмущенном потоке; - скоростной напор невозмущенного потока.

Распределение давлений по профилю зависит от формы профиля, угла атаки и может существенно отличаться от приведенного на рисунке, но нам важно запомнить, что на малых (дозвуковых) скоростях основной вклад в создание подъемной силы вносит разрежение, образующееся над верхней поверхностью крыла на первых 25% хорды профиля. По этой причине в «большой авиации» стараются не нарушать форму верхних поверхностей крыла, не размещать там места подвески грузов, эксплуатационные лючки. Нам также следует особенно внимательно относиться к сохранению целостности верхних поверхностей крыльев наших аппаратов, так как износ и неаккуратно поставленные заплатки существенно ухудшают их летные характеристики. А это не просто уменьшение «летучести» аппарата. Это еще и вопрос обеспечения безопасности полетов. На рисунке показаны поляры двух несимметричных профилей. Нетрудно заметить, что эти поляры несколько отличаются от поляры пластины. Это объясняется тем, что при нулевом угле атаки на таких крыльях подъемная сила будет ненулевой. На поляре профиля А отмечены точки, соответствующие экономическому (1), наивыгоднейшему (2) и критическому (3) углам атаки. Возникает вопрос: какой профиль лучше? Ответить на него однозначно невозможно. Профиль [А] имеет меньшее сопротивление, у него большее, чем у [Б], аэродинамическое качество. Крыло с профилем [А] будет летать быстрее и дальше крыла [Б]. Но есть и другие аргументы. Профиль [Б] имеет большие значения Cy. Крыло с профилем [Б] сможет удерживаться в воздухе на меньших скоростях, чем крыло с профилем [А]. На практике у каждого профиля есть своя область применения. Профиль [А] выгоден в дальних перелетах, там, где нужны скорость и «летучесть». Профиль [Б] полезнее там, где возникает необходимость удержаться в воздухе на минимальной скорости. Например, при заходе на посадку.

В «большой авиации», особенно при проектировании тяжелых самоле-тов, идут на существенные усложне-ния конструкции крыла ради улучшения его взлетно-посадочных характерис-тик. Ведь большая посадочная ско-рость тянет за собой целый комплекс проблем, начиная от значительного усложнения процессов взлета и посадки и кончая необходимостью постройки все более длинных и дорогостоящих взлетных полос на аэродромах. На рисунке изображен профиль крыла, оснащенного предкрылком и двухщелевым закрылком.

Составляющие аэродинамического сопротивления.
Понятие индуктивного сопротивления крыла

Коэффициент аэродинамического сопротивления Cx имеет три составляющих: сопротивление давления, трения и индуктивное сопротивление.

Сопротивление давления определяется формой профиля. Сопротивление трения зависит от шероховатости обтекаемых поверхностей. Давайте рассмотрим подробнее индуктивную составляющую. При обтекании крыла над верхней и под нижней поверхностями давление воздуха разное. Внизу больше, наверху меньше. Собственно, это и определяет возникновение подъемной силы. В «середине» крыла воздух течет от передней кромки к задней. Ближе к законцовкам картина обтекания меняется. Воздух, стремясь из зоны повышенного давления в зону пониженного давления, перетекает из под нижней поверхности крыла на верхнюю через законцовки. Поток при этом закручивается. За концами крыла образуются два вихря. Их часто называют спутными струями. Энергия, затрачиваемая на образование вихрей, и определяет индуктивное сопротивление крыла (смотри рис). Образование вихрей на законцовках крыла. Сила вихрей зависит от размеров, формы крыла, разницы давлений над верхней и под нижней поверхностями. За тяжелыми самолетами образуются очень мощные вихревые жгуты, которые практически сохраняют свою интенсивность на дистанции 10-15 км. Они могут представлять опасность для летящего сзади самолета, особенно когда в вихрь попадает одна консоль. Эти вихри можно легко увидеть, если понаблюдать за приземлением реактивных самолетов. Из-за большой скорости касания посадочной полосы колесная резина горит. В момент приземления за самолетом образуется шлейф пыли и дыма, который мгновенно закручивается в вихрях. Вихри за сверхлегкими ЛА (СЛА) намного слабее, но тем не менее ими нельзя пренебрегать, так как попадание парашюта в подобный вихрь вызывает тряску аппарата и может спровоцировать сложение купола. Существует несколько способов уменьшения индуктивного сопротивления:

- Увеличение удлинения крыла уменьшает площадь областей крыла, «работающих» на создание вихрей. Наверное, вы замечали, что все птицы-парители имеют крылья с весьма значительным удлинением.

- Установка концевых шайб затрудняет процесс перетекания воздуха через законцовки и, таким образом, уменьшает индуктивное сопротивление. Концевые шайбы - это обычно расположенные вертикально плоскости, устанавливаемые на законцовках консолей.

- Отрицательная крутка крыла. Уменьшение углов атаки на законцовках консолей уменьшает разницу давлений на законцовках и, следовательно, интенсивность образования вихрей. Однако необходимо отметить, что в парашютизме этот способ не применяется, так как существенно уменьшает стабильность купола.

Пограничный слой

Пограничный слой (ПС) – это тонкий слой воздуха, непосредственно примыкающий к обтекаемой поверхности и тормозящийся о нее. Непосредственно на обтекаемой поверхности скорость потока равна нулю. В этом легко убедиться. Вспомните, например, крылья бабочек. Они покрыты тончайшей пыльцой, которая не сдувается набегающим потоком. По мере удаления от поверхности тела ее влияние умень-шается и скорость потока увеличива-ется. Толщина по-граничного слоя для сверхлегких ЛА (СЛА) составляет 2-12 мм. Различают ламинарный (ров-ный) и турбулент-ный (вихревой) ПС (смотри рис).

Ламинарный ПС встречается на очень гладких поверхностях обтекания, как правило, при малых скоростях и температурах набегающего потока. По мере удаления от передней кромки толщина ПС увеличивается, и он из ламинарного обычно превращается в турбулентный. На парашютах, парапланах и дельтапланах из-за шершавости материала, из которого изготовлены крылья, ПС практически всегда турбулентный. При увеличении толщины ПС до некоторого критического значения происходит его отрыв от обтекаемой поверхности. Обсуждавшийся ранее «срыв потока» фактически определяется отрывом ПС. Давайте разберем один хорошо известный эффект, связанный с существованием пограничного слоя, с точки зрения аэродинамики. Игравшие в футбол слышали о таком приеме, как закрутка мяча. Крученый мяч летит иначе, чем некрученый. Очевидно, что в воздухе на него действует какая-то аэродинамическая сила. Разберем, как эта сила образуется и куда она направлена.

Отвлечемся от футбола и мяча. Формально задача сводится к тому, что нужно определить характер взаимодействия вращающегося шара и набегающего на него потока воздуха. Для ответа на вопрос следует вспомнить что нам известно о пограничном слое и об образовании подъемной силы на крыле с несимметричном профилем. На рисунке показаны схемы обтекания невращающегося и вращающегося шаров.


Если шар не вращается, то воздух обтекает его симметрично. Струйки воздуха 1 и 2 обходят его сверху, а 3 и 4 – снизу. Аэродинамическая сила R направлена вдоль потока воздуха. Когда шар начинает вращаться, то картина обтекания меняется. Так как на поверхности тела скорость воздуха относительно тела равна нулю, то струйка 3 при приближении к вращающейся поверхности мяча как бы «захватывается» ею, «прилипает» к ней и начинает обходить мяч сверху. Обтекание шара становится НЕСИММЕТРИЧНЫМ. Далее все происходит, как на крыле с несимметричным профилем. Струйка 3 бежит дальней дорогой, струйка 4 - ближней. Струйка 3 бежит быстрее. Над мячом возникает разрежение. У R появляется боковая составляющая направленная, в данном случае, вверх.

 


Рекомендуемые страницы:


Воспользуйтесь поиском по сайту:

megalektsii.ru

Странные штуки сверху крыла: engineering_ru — LiveJournal


Если внимательно посмотреть в окно самолёта Boeing-737 поколения Classic, то можно увидеть странные штучки, торчащие на верхней поверхности крыла.

Из окна салона выглядят они как расположенные в ряд небольшие уголки.

Для чего это нужно?

Вообще-то крыло принято обдувать ламинарным потоком. Это значит, что поток воздуха течёт плавно, безотрывно от поверхности и без завихрений.
Но.
Воздух при обтекании тела замедляется возле его поверхности. Эта замедленная часть потока называется "пограничный слой".
А нам нужно, чтобы воздух и на верхней поверхности крыла тоже пролетал интенсивно. Потому что скорость воздуха над крылом создаёт подъёмную силу.
Решение пришло внезапно и парадоксально - оказывается, для ускорения медленного потока можно использовать нелюбимые завихрения.
Сделали это с помощью внедрения в пограничный слой быстрого потока, удалённого от поверхности.

Вот с помощью показанных устройств и происходит процесс.
Как видно по следу потока на следующей картинке,


интересующие нас завихрители (по-английски "vortex generators") установлены под некоторым углом к потоку.
Они отклоняют его слегка в сторону, а на это место устремляется часть воздуха из пролетающего дальше от поверхности.
В итоге пограничный слой ускоряется за счёт внедрения более быстрого потока, удалённого от поверхности.

Такое решение позволяет улучшить обтекание крыла на малых скоростях. Позже наступает срыв потока.
Вроде как и на больших углах атаки ещё помогает.
То есть, практически, увеличивается запас до сваливания и уменьшается минимально допустимая скорость (что важно на посадке, например).

Подобные устройства есть и в других частях самолёта, где хорошо бы обеспечить качественное обтекание.
Вот, например, в районе хвоста, между килем и стабилизатором.


Полагаю, что тамошние завихрители улучшают обтекание корневой части рулей направления и высоты.

Иногда их устанавливают только в зонах элеронов, улучшая управляемость самолёта по крену на больших углах атаки, близких к критическим.

К этому же можно отнести и довольно большую аэродинамическую поверхность на капоте двигателя:

Дело в том, что расположенный близко к крылу здоровый двигатель оказывает не очень хорошее влияние на обтекание крыла.
Двигатель уменьшить нельзя - от размеров зависит экономичность. Отдалить его тоже некуда - ниже уже земля.
Зато установленная дополнительная аэродинамическая поверхность создаёт неслабый такой вихрь, улучшающий обтекание этой зоны.


Пишут, что это важно на взлёте.
Вихрь с этой поверхности хорошо заметен в сырую погоду из-за конденсации в нём водяного пара.
При полёте с выпущенными предкрылками хорошо видно, как белая полоса, начинающаяся на передней кромке Vortex Generator-а, уходит сверху него на верхнюю поверхность крыла.

Ну что же... пожалуй, на этом всё о странных уголках на крыле.

P. S.
Небольшое видео о пользе завихрителей:

P. P. S.
Интересно, что на 737NG завихрителей сверху крыла стало меньше, чем на Классике.

P. P. P. S.
Оригинал записи:
http://lx-photos.livejournal.com/158501.html

engineering-ru.livejournal.com

8 Особенности обтекания крыльев различной формы в плане » СтудИзба

Лекция №8

Тема 2. Аэродинамические  характеристики тел  различной формы

2.2.11.Особенности обтекания крыльев различной формы в плане

При обтекании  прямоугольного крыла с положительным a в верхней части  возникает разрежение, в нижней – повышение давления. Частицы жидкости стремятся переместиться  снизу вверх. Такое перетекание происходит на торцах крыла и,  cкладываясь с набегающим потоком, приводит  к образованию  концевых вихревых жгутов. Такое перетекание  уменьшает  перепад  давлений сверху и снизу  крыла. Чем ближе  сечение к торцевой кромке крыла, тем значительнее выравнивание давлений. На самой кромке разность давлений равна нулю.

В результате  указанного перетекания   образуется дополнительное движение частиц жидкости на верхней поверхности крыла от торцов к середине, а на нижней - наоборот, от середины к концам. За крылом образуется  вихревая пелена, представляющая совокупность вихрей, начинающихся  на задней кромке. Как показывают исследования, свободная вихревая пелена неустойчива и на некотором удалении от задней кромки сворачивается  в два вихревых жгута. На вихреобразование затрачивается энергия. Эти потери энергии называют индуктивным сопротивлением, либо сопротивлением, обусловленным  подъемной силой.

У стреловидных и треугольных крыльев передняя  кромка  находится  к набегающему потоку  под некоторым углом.

Рассмотрим особенности обтекания стреловидного крыла. Стреловидным называется крыло, передние кромки полукрыльев которого расположены под углом друг к другу (рис. 2.32).

 

Рис.2.32

Для выяснения принципа работы стреловидного крыла допустим, что в потоке, имеющем скорость , помещено крыло бесконечного размаха, у которого передняя кромка скошена под углом . Скорость набегающего потока при этом можно разложить на две составляющие: нормальную к передней кромке  и касательную к ней  (рис. 2.33).

 

Рис. 2.33

Составляющая скорости  - не влияет на картину распределения давления вдоль размаха, которая будет такой же, как если бы крыло обтекалось со скоростью, равной скорости  при =0.

Выделив участок крыла площадью S, получим его подъемную силу

                             ,                                                  (2.40)

где       - коэффициент подъемной силы прямого крыла (без скольжения ),

   - коэффициент подъемной силы стреловидного крыла (со скольжением ).

Нормальная составляющая скорости

                                                                                                        (2.41)

Из (2.40) с учетом (2.41)получаем

                                                                                                   (2.42)

Вывод: при всех прочих равных условиях подъемная сила стреловидного крыла в  раз меньше подъемной силы прямого. Наличие угла стреловидности крыла изменяет его фактический угол атаки за счет изменения хорды профиля. Хорды  и  на рис. 2.33 имеют общую точку в их начале. Задняя кромка лежит в одной плоскости. Поэтому из рис. 2.34 имеем

,                            

 

Рис. 2.34

Примечание: h -  некоторое расстояние – превышение передней кромки над задней.

Из рис. 2.34   .  Поэтому

                 ,  т.е.                              (2.43)

Вывод: увеличение стреловидности крыла приводит к уменьшению фактического угла атаки крыла в  раз.

Представив уравнение (2.42) в виде

получим             

                                                                                                     (2.44)

Вывод: несущие свойства крыла при всех прочих равных условиях уменьшаются с увеличением угла стреловидности в  раз.

Отметим еще некоторые особенности скользящего крыла:

- на малых дозвуковых скоростях  силы сопротивления большей частью  состоят  из сил трения, поэтому для   скользящего крыла они не уменьшаются, а  уменьшение  его несущей способности (2.44) приводит к падению  аэродинамического качества.

- на больших скоростях полета силы  лобового сопротивления большей частью состоят из сил давления, следовательно,   скользящее  крыло имеет большее аэродинамическое качество  вследствие более интенсивного  уменьшения лобового сопротивления.

2.2.12. Распределенные и суммарные аэродинамические характеристики и влияние на них формы крыла

Форма крыла в плане оказывает значительное влияние  на распределённые и суммарные аэродинамические характеристики.

У крыла бесконечного размаха картина распределения во всех сечениях по размаху не изменяется. Поэтому коэффициент подъёмной силы в этих сечениях является постоянной величиной. У крыла конечного размаха под влиянием перетекания из зоны повышенного давления в зону пониженных давлений  уменьшается разность давлений (аэродинамическая нагрузка) в сечениях вблизи торцевой части крыла. Поэтому наибольшее значение  реализуется в корневом сечении, к концам крыла  падает (рис.2.35). уменьшение  более значительное у крыла меньшего удлинения, так как относительная площадь, где проявляются концевые перетекания, возрастает с уменьшением удлинения. При этом изменяется так же и характер распределения нагрузок вдоль хорды крыла (рис. 2.36).

 

Рис.2.35

 

Рис.2.36

У стреловидного крыла конечного размаха характер обтекания отличается от рассмотренного выше скользящего крыла. Причина состоит в том, что наличие излома на стыке двух полукрыльев (области 1) приводит к расширению струй в корневом сечении крыла. Поэтому в этом сечении  не наблюдается значительного роста разряжения на переднем скате профиля, как в других сечениях (рис. 2.37). в области II обтекание стреловидного крыла  сходно с картиной течения на скользящем крыле. отличие, кроме указанной особенности в центральной части (области I), проявляется ещё в обтекании вблизи торцевой части стреловидного крыла (область III). Здесь сильно деформированные струйки испытывают воздействие со стороны менее деформированных струек за торцевой частью крыла. Поэтому эти струйки подвергаются дополнительному сужению в области крыла.

Таким образом струйки, сужающиеся в сечениях по оси OY при обтекании профиля, у стреловидного крыла подвергаются дополнительным воздействиям. В центральной части (области I) они расширяются вдоль оси OZ, а в концевой части (область III) – сужаются. Этим объясняется характер распределения коэффициентов давления по хорде   и коэффициента подъёмной силы в сечениях вдоль размаха стреловидного крыла  Концевые значения стреловидного крыла имеют большее значение , чем корневые.

 

Рис.2.37

        Эти особенности в обтекании стреловидного крыла вследствие перераспределения нагрузки по хорде в центральной части  смещают фокус к задней кромке, а в торцевых сечениях- ближе к передней кромке по сравнению со средним сечением крыла.

         Влияние сужения  на характер распределения  ка­чественно такое же, как и стреловидности.  Хотя фи­зическая сущность явлений в том и другом случае несколько различна. У нестреловидного крыла с сужением хорды в кор­невой части больше, а в концевой — меньше, чем у исходного крыла без сужения. Поэтому корневые сечения по картине об­текания сходны с сечением крыла малого удлинения, концевые — с сечением крыла большого удлинения, так как нагрузки в корневом сечении уменьшаются по сравнению с крылом без су­жения, а в концевых сечениях возрастают. У крыла с сужением и стреловидностью по передней кромке наблюдаются рассмотренные выше явления совместно (рис. 2.38). Поэтому у треу­гольного крыла с  в концевых сечениях коэффициент теоретически стремится к бесконечности.

      

Рис.2.38

Для сравнения законов распределения  по размаху крыльев различной формы в плане удобно их рассматривать, когда их суммарные коэффициенты подъемной силы равны.

         В настоящее время находят широкое практическое примене­ние крылья сложной формы в плане, у которых переменный угол стреловидности по передней кромке или геометрические па­раметры изменяются в полете. Коэффициент подъемной силы сечений  такого крыла по его размаху распределяется с уче­том рассмотренных выше особенностей и определяется влиянием нескольких параметров, характеризующих форму крыла в пла­не.

        Например, крыло с наплывом большой стреловидности ма­лого удлинения и с консольной частью малой стреловидности большого удлинения имеет зависимость , сочетающую особенности крыльев такой формы в плане (рис. 2.39).

Рис.2.39

Следовательно, наибольшее значение  у крыла сложной формы достигается в месте излома передней кромки. С целью выравнивания значений  по размаху треугольного, стрело­видного крыла и крыла сложной формы в плане обычно приме­няется переменная по размаху крутка. Аэродинамическая на­грузка с наиболее нагруженных частей вследствие уменьшения местных углов атаки в этих сечениях перераспределяется на ме­нее нагруженные части крыла.

Рассмотрим зависимость основных суммарных аэродинами­ческих характеристик крыльев от их удлинения, угла стреловид­ности и сужения.

Несущие свойства и положение фокуса крыльев существен­ным образом, зависят от удлинения и угла стреловидности.

Крыло бесконечного размаха () имеет максимальное значение , равное , а фокус у него расположен на расстоянии ( см. рис.2.40).

С уменьшением удлинения крыла уменьшается за счет выравнивания разности давлений в торцевой части.

Для крыльев весьма малых удлинений теория дает следую­щую зависимость:  .                                                              

При , стремящемся к нулю,  (рис. 2.40).

При уменьшении удлинения увеличивается влияние перетеканий через боковые кромки крыла и несущие свойства его уменьшаются, а фокус смещается вперед.

 

Рис.2.40

         В силу того, что с увеличением стреловидности крыла нагрузки в корневых сечениях уменьшаются, а в концевых возрастают, то фокус смещается назад.

Рис.2.41

Сужение крыла влияет на аэродинамические характеристики несущественно. При увеличении сужения несущие свойства несколько уменьшаются, а фокус несколько смещается вперед.

С точки зрения влияния формы крыла в плане на его сопротивление можно заметить, что коэффициент мало зависит от формы крыла, но она оказывает существенное влияние на коэффициент А,  т.е. на индуктивное сопротивление.

В общем случае коэффициент А определяется по формуле

                                                                                             (2.45)

и зависит от несущих свойств крыла и степени реализации подсасывающей силы.

Кроме того, коэффициент А может быть определен и по формуле

                                          (2.46)

где  - некоторое эффективное удлинение крыла, которое с уменьшением удлинения и увеличением стреловидности уменьшается:

.

Геометрические параметры профиля крыла влияют на вели­чину сха. Заметное влияние при дозвуковых скоростях полета на коэффициент лобового сопротивления оказывают относитель­ная толщина  и кривизна профиля . Это влияние проявляется на малых скоростях полета, в основном, через степень реализа­ции подсасывающей силы ст, которая сильно зависит от тол­щины профиля и закругления носка. На поляру крыла сущест­венное влияние оказывают кривизна профиля и крутка. Исполь­зуя соответствующую крутку, можно добиться более рациональ­ного распределения нагрузки по размаху крыла, увеличить под­сасывающую силу, уменьшить на определенных режимах полета сопротивление, обусловленное подъемной силой  (рис. 2.42). Наибольший выигрыш этим путем можно получить на больших углах атаки (при больших суа), когда сопротивление, обус­ловленное подъемной силой, составляет значительную часть силы общего сопротивления крыла, и существенно повысить аэродинамическое качество.

 

   

      Рис.2.42

2.2.13. Нелинейные аэродинамические характеристики крыльев

         Линейными аэродинамические характеристики называются тогда, когда аэродинамические коэффициенты линейно зависят от кинематических параметров движения (). Обычно линейная зависимость наблюдается лишь при малых значениях кинематических параметров движения. Малыми параметры называются, когда их безразмерные величины существенно меньше единицы. Например, для угла атаки (в радианах) . Поскольку крыло и самолет имеют удобообтекаемую форму, эти зависимости всегда имеют линейный участок. Обычно у большинства современных самолетов до углов атаки  зависимости  и  близки к линейным. У части самолетов такая зависимость наблюдается до .

         Исследования показывают, что линейная зависимость раньше нарушается у крыльев малого удлинения, у треугольных крыльев и крыла сложной формы в плане, острые передние кромки которых приводят к еще более ранним проявлениям нелинейности характеристик. Объясняется это особенностями их обтекания. При обтекании крыла конечного размаха вихревая пелена образуется у задней и боковых кромок, а при наличии острой передней кромки здесь возникают срыв потока и свободная вихревая пелена.

         У прямоугольного крыла носовая вихревая пелена, взаимодействуя с торцевыми вихрями, разрушает их и разрушается сама. При этом падает разрежение, особенно в передней части крыла, следовательно, уменьшается подъемная сила. Появляется нелинейность, подобная той, которая наблюдается в зависимости  при вязком срыве с поверхности профиля. Отличие состоит в том, что в рассматриваемом случае причиной является не вязкий срыв, а отрыв потока на острой кромке и разрушение вихревой пелены. Эти явления приводят к уменьшению коэффициента  и их можно назвать «вредным отрывом».

         Однако при отсутствии срыва на носке нет свободной носовой пелены и устойчивые боковые жгуты  создают дополнительное разрежение в торцевых частях крыла. Разрежение на верхней поверхности крыла оказывается большим, чем по линейной теории. Естественно, чем меньше удлинение крыла, тем относительная площадь влияния этих вихрей больше. Поэтому заметный рост коэффициента  наблюдается у крыльев меньшего удлинения, что хорошо видно при составлении зависимости нагрузки по размаху и хорде крыла, определенной по линейной и нелинейной теории (рис. 2.43).

 

 

Рис.2.43

 

Рис.2.44

В результате суммарные величины коэффициентов  и , найденные по нелинейной теории, увеличиваются, а центр давления по всем сечениям смещается назад (рис.2.44). Это объясняется тем, что вихревые жгуты оказывают более значительное влияние на кормовые части крыла.

         При обтекании тонких треугольных крыльев малого удлинения и большой стреловидности под умеренными и большими углами атаки вдоль передней кромки из-за перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю через нее образуются вихревые жгуты значительной интенсивности, аналогичные описанным торцевым вихрям прямоугольного крыла (рис.2.45). Они, располагаясь при положительном  над крылом, создают там значительное разрежение и прирост подъемной силы (рис.2.46), которая линейной теорией может быть учтена. Поэтому такой срыв с носовой части тонких крыльев большой стреловидности иногда называют «полезным».

Аналогичная картина обтекания наблюдается на наплывах крыльев сложной формы в плане и изменяемой в полете стреловидности.

         Следует отметить, что впервые нелинейную схему крыла конечного размаха предложил в своем докладе «О вихревой теории крыла конечного размаха» С.А. Чаплыгин на собрании Московского математического общества в 1913 году.

 

Рис.2.45

 

Рис.2.46

studizba.com

КАК ВОЗНИКАЕТ ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА САМОЛЕТА

ПОЧЕМУ И КАК ЛЕТАЕТ САМОЛЕТ

изобретатели первых летательных машин строили крылья в виде плоских или немного изогнутых по­верхностей. Позже выяснилось, что выгоднее придавать крылу самолета обтекаемую форму — такую, какая в по­перечном сечении изображена на рис. 14, а. Это сечение называется профилем крыла.

Существует много профилей крыльев. На нашем ри­сунке изображены наиболее типичные. Линия АБ, соеди­няющая носок и хвостик профиля, называется его хордой.

Вид крыла сверху тоже бывает различным, но чаще конструкторы применяют только три формы: прямо­угольную, трапециевидную и стреловидную (рис. 14, б). Концы прямоугольных и трапециевидных крыльев обыч­но закругляются.

При выборе формы крыла и его профиля конструк­тор руководствуется их аэродинамической выгодностью. Крыло работает выгодно, когда оно развивает большую подъемную силу, но дает малое лобовое сопротивление.

А) б)

Рис. 14. Различные формы крыла самолета:

А) профиль крыла, линия ЛБ — хорда профиля, б) вид крыла сверху.

Крыло самолета, само по себе неподвижное, создает подъемную силу благодаря поступательному движению самолета, которое сообщает ему силовая установка. Встречный воздушный поток обтекает крыло несиммет­рично. Аэродинамическая сиша благодаря специальному профилю крыла отклоняется еще больше вверх, чем у плоской пластины, поставленной под острым углом к потоку. Несимметричное обтекание крыла вызывается не­симметричной формой профиля или наличием угла атаки1, а чаще — тем и другим вместе.

Углом атаки крыла условились считать угол между хордой профиля и направлением воздушного потока.

Обычно самолет имеет в полете очень малый угол атаки крыла — около 3—5 градусов, а скоростные само­леты — еще меньше. Уже одно это показывает* что крыло

Самолета создает подъемную силу несколько иначе, чем воздушный змей, который летает, как мы видели, при угле атаки в 40—60 градусов.

Каким же образом при таком малом угле атаки воз­никает подъемная сила, способная поддерживать в воз­духе очень тяжелую машину?

Посмотрите внимательно на рис. 15, а, на котором изображена схема обтекания крыла воздухом при малом угле атаки.

В) г)

Рис. 15. Обтекание крыла воздушным потоком и возникновение подъ­емной силы:

А) при небольшом угле атаки; б) скорость воздуха над крылом больше, чем под крылом; в) обтекание крыла при нулевом угле атаки и г) при критическом угле

Атаки.

Струйки воздуха обтекают крыло несимметрично, больше отклоняясь сверху, чем снизу. Сверху струйкам приходится огибать выпуклую часть крыла, поэтому они сжаты и, следовательно, по закону неразрывности ско­рость течения воздуха здесь больше, чем вдали от крыла. Под крылом же, наоборот, скорость течения воздуха меньше, так как здесь происходит некоторое торможение воздушного потока (благодаря углу атаки).

Таким образом, скорость воздуха над крылом полу­чается больше, чем под крылом (рис. 15* б).

По закону Бернулли, чем больше скорость потока, тем меньше в нем давление. Следовательно, над крылом обра­зуется пониженное давление, а под крылом — повышен­ное; к этому добавляется трение воздуха в пограничном слое и в результате возникает сила Р, направленная в сторону меньшего давления,— полная аэродинамическая сила крыла. Конечно, воздух давит снизу вверх не в од­ной точке крыла, как изображено на нашем рисунке, а на всю площадь крыла. Но давление воздуха на все крыло, то есть полную аэродинамическую силу, можно изобразить одной стрелкой Р, как бы приложенной в центре давления (сокращенно: Ц. Д.).

Полную аэродинамическую силу Р мы можем заме­нить, как уже делали раньше, двумя силами Л и П, на­правленными по потоку и перпендикулярно к нему. Сила Л — лобовое сопротивление крыла, а сила П — его подъемная сила.

У хороших крыльев подъемная сила при самом вы­годном угле атаки бывает примерно в 20 раз больше силы лобового сопротивления. Таким образом, главная доля полной аэродинамической силы крыла идет на под­держание самолета.

Интересно, что многие крылья развивают подъемную силу даже при нулевом угле атаки, то есть когда воз­дух набегает на крыло параллельно хорде профиля (рис. 15, в). На первый взгляд это кажется совершенно непонятным, так как при нулевом угле атаки давление под крылом повышено немного (по сравнению с давле­нием вдали от крыла). Зато над крылом благодаря уве­личению скорости струек при обтекании верхней выпук­лой части давление воздуха значительно понижено. Вы­ходит, что и в этом случае благодаря несимметричности профиля разность давлений под крылом и над крылом все-таки имеется.

С малым углом атаки самолет летает при самой боль­шой скорости, какую он может развить при полной мощ­ности силовой установки. Тогда даже малый угол атаки оказывается достаточным для создания подъемной силы, равной весу самолета.

С увеличением угла атаки подъемная сила растет.

К сожалению, это происходит только до угла в 15—16 градусов, так как при таком угле плавность об­текания уже сильно нарушается (рис. 15, г). Струйки воз­духа отрываются от верхней поверхности крыла, обра­зуются вихри, лобовое сопротивление возрастает, а подъемная сила начинает падать. Угол атаки, при ко­тором это происходит, называют критическим. При та­ком угле атаки самолет уже плохо управляется и не­устойчив.

Чтобы улучшить обтекание крыла на больших углах атаки, русский ученый С. А. Чаплыгин (1869—1942), уче­ник и соратник Н. Е. Жуковского, предложил щелевые

Предкрылок

Рис. 16. Механизированные крылья.

Крылья. Идея их состоит в том, что крыло снабжают так называемым предкрылком и благодаря щели между ним и крылом (рис. 16) поток более плавно обтекает крыло даже на больших углах атаки. Объясняется это тем, что струйки воздуха, проходя через узкую щель, увеличивают свою скорость и увлекают за собой другие струйки, задерживая их отрыв от крыла. Поэтому плав­ное обтекание крыла сохраняется дольше и подъемная сила не перестает возрастать до угла атаки в 25 граду­сов, а иногда и больше.

Еще чаще применяют закрылки и так называемые щитки, расположенные у задней кромки крыла. При взлете и посадке летчик отклоняет закрылки или щитки вниз на угол 20—40 градусов и благодаря этому как бы увеличивает кривизну нижней поверхности крыла, что ведет к увеличению подъемной силы. При взлете это сокращает длину разбега, а при посадке уменьшает ско­рость самолета во время приземления.

Применение предкрылков, закрылков и щитков полу­чило в наше время название механизации крыла.

Механизированные крылья широко распространены во всем мире.

Более подробнее о советской авиации здесь В Ся история развития самолета — от его рождения до наших дней — это история борьбы за скорость по­лета. Дальнейшее развитие авиации, несомненно, будет …

Почему самолет может делать виражи[13]) и фигуры? Какие силы заставляют тяжелую машину легко ку­выркаться в воздухе? Как летчик управляет этими сила­ми в криволинейном полете? Конечно, это все те же аэродинамические …

П Еред посадкой летчик выключает двигатель или убав­ляет его обороты до самых малых. Самолет начи­нает плавно снижаться по наклонной траектории. Такой спуск самолета называют планированием. Чтобы легче понять поведение самолета …

msd.com.ua

Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания

Изобретение относится к области авиации, в частности к снижению аэродинамического шума самолета, образующегося при обтекании поверхности крыла с отклоненными предкрылком и закрылком на режимах захода на посадку и приземления.

Последние достижения в создании современных турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности привели к значительному снижению шума силовой установки. Как показали летные эксперименты, проведенные фирмами Boeing и Airbus, шум силовых установок современных самолетов перестает быть доминирующим среди других источников шума при заходе самолета на посадку, когда двигатели работают в режиме малого газа, и возникает проблема шума, образуемого при обтекании выпущенного шасси и отклоненных элементов механизации крыла (предкрылки, закрылки и интерцепторы). Таким образом, создание перспективных гражданских самолетов с улучшенными акустическими характеристиками, которые удовлетворяли бы все более жестким нормам ИКАО по шуму на местности, требует заметного снижения шума обтекания элементов планера самолета. В настоящее время на современных самолетах вообще не применяются никакие мероприятия по снижению этого источника шума. Поэтому повышенное внимание в последнее время стало уделяться способам, которые снижают аэродинамический шум различных элементов планера самолета. Настоящее изобретение относится к снижению шума, возникающему при обтекании потоком воздуха крыла с выпущенными элементами механизации: предкрылком и закрылком.

Известен способ снижения аэродинамического шума, создаваемого при обтекании задней кромки лопасти, при котором снижение аэродинамического шума достигается путем изменения формы поверхности задней кромки лопасти (Патент DE 102006043462, 27.03.2008 г., В64С 21/02). Согласно способу уровень шума, создаваемого потоком, обтекающим заднюю кромку лопасти, снижают путем создания гофрированной поверхности вблизи задней кромки, первоначально имеющей плоскую форму. При этом снижение шума достигается благодаря образованию продольных вихрей и изменению структуры турбулентности в потоке, обтекающем образованную зону. Однако этот метод неприменим к предкрылку, т.к. на режиме крейсерского полета, когда предкрылок находится в убранном положении, невозможно обеспечить плотного прилегания гофрированной поверхности предкрылка 1 к плоской поверхности основного элемента крыла 2, что неизбежно приведет к ухудшению аэродинамических характеристик крыла.

Известны дополнительные элементы конструкции предкрылка (Патенты US 2010084508 публ. 2010 г., МПК В64С 9/24, US 6457680, публ. 2002 г., МПК В64С 9/16), предназначенные для снижения шума при протекании потока в щели между предкрылком и носовой частью основного крыла. Основным недостатком как упомянутого выше способа, так и элементов предкрылка является использование дополнительных элементов конструкции, отклоняющих поток, что сопряжено с увеличением веса устройства, усложнением его конструкции, эксплуатации и ремонта и, как следствие, ведет к увеличению его стоимости и эксплуатационных расходов.

Известно шевронное реактивное сопло газотурбинного двигателя (Патент РФ №2310766, 20.11.2007 г.), в котором применяются шевроны для создания продольных вихрей, образующихся из-за появления скоса двух потоков: основного потока газа, истекающего из сопла, и потока воздуха, идущего по наружной обечайке сопла. Согласно этому патенту образование продольных вихрей в струе приводит к снижению шума на 1,2 дБ. Этот способ неприменим для снижения шума предкрылка, т.к. при обтекании предкрылка нет двух смешивающихся потоков газа и наличие шевронов не приводит к образованию продольных вихрей.

Известен способ снижения шума предкрылка (Патент РФ №22966695, 22.11.2002 г., В64С 9/24), достаточно простой в реализации и эффективный с точки зрения снижения шума, который заключался в использовании специальных щеток, размещенных на нижней кромке предкрылка. Этот патент выбран в качестве прототипа. Был получен эффект снижения шума. Однако такой способ приводит к недопустимо большому уменьшению коэффициента подъемной силы и усложнению эксплуатации самолета, в процессе которой необходимо заменять подверженные износу или засорившиеся щетки.

Задача изобретения - обеспечить эффективное снижение уровня аэродинамического шума, генерируемого при обтекании воздушным потоком крыла пассажирского самолета с выпущенными элементами механизации (предкрылком и закрылком) на режимах посадки без ухудшения аэродинамических характеристик крыла.

Технический результат заключается в снижении уровня аэродинамического шума при обтекании крыла без существенного уменьшения подъемной силы.

Технический результат достигается тем, что предкрылок крыла самолета, содержащий аэродинамически обтекаемую поверхность, включающую заднюю нижнюю кромку, подвижно соединен с основным крылом, а, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.

Технический результат достигается также тем, что у предкрылка крыла самолета упомянутая кромка имеет форму синусоиды.

Технический результат достигается также тем, что у предкрылка крыла самолета упомянутая кромка выполнена в виде накладки.

Технический результат достигается также тем, что в способе обтекания предкрылка крыла самолета, заключающегося в изменении характера обтекания задней нижней кромки предкрылка, по меньшей мере, часть задней нижней кромки предкрылка выполнена по форме гладкой волнистой линии либо волнистой линии с угловыми точками вдоль размаха крыла.

Фиг.1. Сечение крыла с отклоненными элементами механизации.

Фиг.2. Область течения между предкрылком и основным элементом крыла.

Фиг.3. Механизмы звукообразования в области течения между предкрылком и основным крылом.

Фиг.4. Предкрылок с шевронной кромкой треугольной формы.

Фиг.5. Различные формы шевронов нижней кромки предкрылка.

Фиг.6а. Предкрылок с посадочным местом для шевронной накладки.

Фиг.6б. Шевронная накладка.

Фиг.7. Спектры шума модели крыла с обычными и модифицированными предкрылками.

На фиг.1 показано сечение крыла с отклоненными элементами механизации, состоящее из предкрылка 1, основного крыла 2, закрылка 3.

Задачу снижения аэродинамического шума, создаваемого при протекании потока в щели (фиг.2) между предкрылком 1 и носовой частью крыла 2, без существенного уменьшения коэффициента подъемной силы решает предлагаемый предкрылок и способ его обтекания.

В результате проведенных исследований, касающихся шума предкрылка, удалось выделить основные механизмы его генерации. Они схематически представлены на фиг.3. Среди известных механизмов возникновения шума можно перечислить следующие: вторичный отрыв 4, вихрь в полости 5, нестационарная сила из-за ударов вихрей 6, нестационарное присоединение потока 7, турбулентность погранслоя 8, сход вихревой пелены 9, эффект поршня 10, резкая деформация когерентных структур средним потоком 11, слияние вихрей 12, шум полости 13, рассеяние на кромке 14.

Предкрылок крыла самолета содержит аэродинамически обтекаемую поверхность, которую можно условно разделить на верхнюю и нижнюю, с передней и задней кромками, и подвижно соединен с основным крылом. Модификация предкрылка заключается в изменении формы нижней кромки на шевронную (зубчатую) (фиг.4). Под шевронной формой (шевроном) понимается волнистая линия в плоскости кромки, которая может быть как с угловыми точками, так и гладкой формы.

Шеврон может иметь любую форму с угловыми точками, как треугольную форму, прямоугольную или другую, так и гладкую, например, в виде синусоиды (фиг.5а). Кроме того, шеврон может иметь неоднородный шаг S вдоль размаха предкрылка и неоднородную высоту Н (фиг.5б).

Предкрылок может иметь посадочное место для накладки (фиг.6а), а нижняя кромка предкрылка может быть изготовлена в виде отдельной шевронной накладки, которая крепится затем к предкрылку (фиг.6б).

Экспериментальные исследования в акустической заглушенной камере на модели крыла с механизацией показали, что способ снижения шума, основанный на изменении геометрии нижней кромки предкрылка, дает снижение узкополосного шума предкрылка до 10 дБ, а шевронная нижняя кромка предкрылка приводит к значительному снижению шума. На фигуре 7а, 7б, 7в, 7г приводятся спектры шума соответственно для углов наблюдения 70, 90, 110, 130 градусов в нижней полусфере под крылом. Именно распространением звука в этом направлении определяется шум самолета на местности, в том числе и при сертификационных испытаниях по шуму. Верхняя кривая соответствует прямолинейной кромке предкрылка, две нижние кривые соответствуют шевронной форме кромки с различным шагом и высотой шеврона. Эффект снижения шума без существенного уменьшения подъемной силы имеет место для различных геометрических параметров шеврона, как это следует из фиг.7.

Предлагаемый способ снижения аэродинамического шума самолета заключается в изменении характера обтекания нижней кромки предкрылка вдоль размаха крыла за счет формирования фазовой задержки схода вихрей с нижней кромки предкрылка и нарушения однородности источника шума, излучаемого при протекании потока воздуха между предкрылком 1 и носовой частью основного крыла 2, путем искривления нижней кромки предкрылка вдоль размаха крыла.

Турбулентность, точнее, нестационарность, образуется на сдвиге (в пределе - тангенциальном разрыве), сходящем с нижней кромки. Далее она развивается, усиливается и падает на крыловую часть системы. В результате взаимодействия с твердой поверхностью порождается звук. Основная идея способа заключается в уменьшении масштаба корреляции источника звука (декорреляции) в направлении размаха крыла и, следовательно, в уменьшении излучаемой звуковой энергии.

Декорреляция за счет искривления кромки предкрылка происходит следующим образом. После срыва потока с кромки возникают вихри, которые распространяются вниз по потоку со скоростью порядка α~0,6÷0,8V, где V - скорость потока до кромки. Скорость распространения вихрей зависит от характера течения в щели. Из-за этого вихри, срывающиеся с разных участков искривленной кромки, при подходе к поверхности крыла имеют разные амплитуды и, главное, разные фазы. Таким образом, вместо однородного по размаху коррелированного источника звука образуется множество некоррелированных источников, которые суммарно излучают меньший звук.

Для искривления кромки образуют, по меньшей мере, на части поверхности предкрылка, нижнюю кромку шевронной формы (фиг.4).

Данный способ имеет развитие, позволяющее оптимизировать его применение в частных случаях использования.

Предлагаемый предкрылок и способ его обтекания обеспечивают эффективное снижение уровня аэродинамического шума, создаваемого потоком при его протекании в щели между предкрылком и основным крылом, без существенного уменьшения подъемной силы.








edrid.ru

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *