Основные свойства и законы движения воздуха. Сопротивление воздуха.

У летательных аппаратов, использующих аэродинамический принцип полета, аэродинамические силы возникают от взаимодействия аппаратов с воздухом, являющегося механической смесью газов. Основными механическими свойствами воздуха являются: инертность, вязкость, сжимаемость, которые в свою очередь, определяются параметрами его газового состояния - давлением, температурой, плотностью.

Давление - результат силового воздействия частиц воздушной массы на единицу площади поверхности помещенного в него тела. При отсутствии движения такое давление называется статическим.

Температура - характеристика энергетического состояния частиц воздуха. С увеличением температуры скорость хаотического движения частиц воздуха увеличивается, что важно при рассмотрении вопроса его плотности, так как с увеличением температуры увеличивается плотность.

Плотность - масса воздуха в единице его объёма, характеризует его инертность. Плотность - свойство важное при изучении законов образования аэродинамических сил при взаимном воздействии воздуха и твердых предметов в его среде. Чем выше плотность - тем больше величина аэродинамических сил. Плотность и удельный вес воздуха качественно одинаково зависят от давления, температуры, влажности, высоты. С увеличением высоты удельный вес и плотность уменьшаются потому, что давление с подъёмом изменяется более значительно, чем температура.

Воздушный поток - направленное движение массы хаотически перемещающихся частиц воздуха. Установившийся воздушный поток - поток, в каждом сечении которого параметры (скорость, давление, плотность, температура) остаются неизменными с течением времени. Неустановившийся воздушный поток - поток, в каждом сечении которого параметры воздуха изменяются с течением времени. След движущейся воздушной частицы называют траекторией. Если поток установившийся, то траектории сохраняют постоянное положение в пространстве.

Рассматривая физический закон сохранения материи можно сделать заключение, что через каждое поперечное сечение струйки воздуха при установившемся движении в единицу времени должно протекать одно и то же количество воздуха, то есть действует так называемое уравнение неразрывности: произведение площади поперечного сечения F, скорости потока V, плотности р - величина постоянная в пространстве струи FVp = const.

Для аэродинамики очень важно следствие из уравнения неразрывности: скорость движения воздуха в струе обратно пропорциональна площади её поперечного сечения. Данное следствие из уравнения неразрывности помогает объяснить процессы движения воздуха при обтекании крыла (лопасти).

Создание подъёмной силы крылом за счет разности скоростей потока.

Физический закон сохранения энергии позволяет сделать заключение, что энергия воздушного потока величина неизменная, лишь её вид переходит из одного состояния в другой. Так, при малых скоростях потока можно считать, что поток обладает только потенциальной (статическое давление) и кинетической энергией (скоростной напор). Скоростной напор (динамическое давление) q- это кинетическая энергия одного кубического метра движущегося воздуха: q =pV²/2.

Уравнение Бернулли базируется на законе сохранения энергии и законе неразрывности потока воздуха и формулируется следующим образом: сумма кинетической и потенциальной энергии единицы объёма воздуха есть величина постоянная в любом сечении струи. Иными словами в установившемся потоке сумма статического давления (р) и скоростного напора (pV²/2) есть величина постоянная, а значит, уменьшение статического давления приводит к соответствующему увеличению скоростного напора и наоборот: р + pv2l2 = const.

Уравнение Бернулли вместе с уравнением неразрывности объясняет природу возникновения подъёмной силы у крыла. При обтекании крыла плоско-выпуклого профиля воздушным потоком со скоростью V₀ на верхней (выпуклой) поверхности крыла в соответствии с уравнением

неразрывности скорость обтекания увеличивается (уменьшается сечение струйки) до скорости V-i и становится больше скорости движения потока под крылом. Далее, в соответствии с законом Бернулли можно сделать вывод, что над крылом давление потока будет меньше, чем под крылом. Разность давлений вызовет образование подъёмной силы (рис. 1).

Вывод: полет самолета в воздушной среде возможен при обеспечении его движения относительно этой среды за счет силы тяги, создаваемой силовой установкой.

Сопротивление воздуха.

При движении предмета в воздушной среде возникают силы сопротивления трения и силы сопротивления давления.

Причиной возникновения сил сопротивления трения является вязкость, которая вызывает взаимное влияние слоев воздуха в потоке. Скорость частиц воздуха на поверхности перемещающегося предмета понижается до ноля, относительно этого предмета. Слой потока, в котором восстанавливается скорость его струй, по мере удаленности от поверхности предмета, называется пограничным слоем. Естественно требуется энергия восстановления скорости струй возмущенного потока.

На неподвижную относительно воздушной среды пластину действуют силы статического давления. На движущуюся пластину, согласно третьему закону механики, помимо статического давления, действуют силы сопротивления воздуха движению пластины.

Результирующая сила сопротивления трения и сопротивления давления равна величине силе движущей пластину, но направлена против движения и вычисляется по формуле Ньютона: R=C_RSp\/, то есть как произведение коэффициента полной аэродинамической силы учитывающей сопротивление трения - C_R , площади предмета перпендикулярной потоку - S, плотности - р, квадрата скорости перемещения предмета относительно воздушной массы - V².

Создание подъемной силы за счет несимметричного обтекания.

При обтекании плоской пластины поставленной под некоторым углом к потоку называемом углом атаки - ос. происходит его торможение (рис. 2). Согласно закону Бернулли, давление под

пластиной становится больше, чем в невозмущенном потоке. Над пластиной поток сужается и скорость увеличивается. В пограничном слое происходит срыв потока. Поток из ламинарного состояния переходит в турбулентный. Давление над пластиной будет меньше, чем под ней.

Разность давлений вызовет образование полной аэродинамической силы - R, которая в свою очередь можно разложить на две составляющие: подъёмную - Y, направленную под прямым углом к потоку, и силу лобового сопротивления - X,направленную по потоку в обратном направлении силе Р движущей пластину. Центр приложения полной аэродинамической силы называется центром давления, который перемещается при изменении положения пластины относительно направления потока. Аэродинамическое качество - это число показывающее во сколько раз подъёмная сила больше силы лобового сопротивления К = Y/X.

Чем выше качество, тем совершеннее аэродинамические формы и наиболее эффективный угол атаки движущегося в воздушной среде предмета. Угол - е_к заключенный между подъёмной силой и полной аэродинамической силой называется углом качества. Уменьшение угла качества свидетельствует об увеличении подъёмной силы и уменьшении силы лобового сопротивления. Угол качества обратно пропорционален аэродинамическому качеству: tgθ_K=1 /К.

Аэродинамические характеристики крыла и самолета.
Характеристики силовой установки.

Назначение и геометрические параметры крыла.

Крыло - твердое тело, форма которого и положение относительно воздушного потока создает подъёмную силу, обеспечивающую полет самолета. Основным условием возникновение подъёмной силы является наличие движения крыла относительно воздушной среды. При движении крыла относительно воздушной среды возникает так же и сила лобового сопротивления, на преодоление которой требуется затрата энергии силовой установки.

От формы крыла в плане зависит распределение подъёмной силы вдоль размаха крыла и место зарождения срыва потока на больших углах атаки, величина коэффициента индуктивного сопротивле­ния, которое будет рассматриваться при изучении реального крыла.

Размах крыла / - расстояние между концевыми точками крыла по перпенди­куляру к плоскости симметрии самолета.

Угол стреловидности х - угол, образуемый передней кромкой крыла при виде сверху.

Площадь крыла - площадь проекции крыла на плоскость хорд, включая и площадь крыла занятую фюзеляжем.

Относительное удлинение - отношение размаха к средней аэродинамической хорде.

Форма крыла при виде спереди характеризуется углом поперечного V (положительный - консоли вверх, способствует улучшению поперечной устойчивости самолета).

Крыло самолета создает подъёмную силу за счет разности скоростей потока над крылом и под крылом и за счет несимметричного обтекания профиля под положительным углом атаки.

Сила лобового сопротивления крыла бесконечного размаха состоит только из профильного сопротивления, которое возникает вследствие разности давлений перед профилем и за ним (сопротивление давления), а так же за счет внутренних сил трения в пограничном слое. Сопротивление давления зависит от относительной толщины и относительной кривизны профиля, с увеличением которых оно увеличивается. Сопротивление трения зависит от характера течения в пограничном слое (шероховатости поверхности крыла и распределения давления по

поверхности профиля). Крыло самолета имеет конечный размах и поэтому лобовое сопротивление самолетного крыла состоит из профильного сопротивления и индуктивного.

Индуктивное сопротивление. Сопротивление крыла конечного размаха зависит и от разности давлений под крылом и над ним. Вследствие разности давлений массы воздуха перетекают из области повышенного давления в область повышенного давления (рис.6.).

Перетекающий воздух образует на концах крыла вихревые жгуты, а на задней кромке крыла вихревую пленку.

Поляра крыла.

График, показывающий зависи­мость коэффициентов подъёмной си­лы и силы лобового сопротивления от углов атаки называется полярой крыла. Угол атаки нулевой подъём­ной силы - пересечение поляры с осью Сх_а (коэффициента силы лобового сопротивления).

ННа выгоднейший угол атаки а_нв - угол, при котором аэродинамическое качество максимальное, а угол качества минимальный - в точке ка­сания поляры прямой, проведенной из начала координат.

В точке касания поляры и прямой, проведенной параллельно оси Су_а (коэффициента подъёмной силы) находится угол атаки а - угол, при котором коэффициент силы лобового сопротивления имеет ми­нимальное значение.

Критический угол атаки - а_кр, при котором коэффициент подъемной силы имеет максимальное значение (Сумах в точке касания поляры и прямой, проведенной параллельно оси Сх_а).

Экономический угол атаки - а_эк, в упрощенном виде находится на половине расстояния между критическим и наивыгоднейшем углах атаки.

Два угла атаки оц и а₂ с одина­ковым аэродинамическим качеством - при пересечении поляры прямой, проведенной из начала координат.

По поляре в одинаковых масштабах Су_а и Сх_а дополнительно можно определить значение C_Ra и угла качества.

При увеличении углов атаки до а_НвСу_а увеличивается быстрее, чем Сх_а, а затем рост Су_а замедляется, а рост Сх_а увеличивается. На углах атаки больше критического коэффициент Су_а уменьшается, а Сх_а продолжает увеличиваться. Участок поляры, лежащий выше оси Сх, показывает, что на этих углах атаки подъемная сила положительна - направлена от нижней поверхности крыла к верхней. На участке поляры, расположенной ниже оси Сх_а, подъемная сила отрицательна - направлена от верхней поверхности крыла к нижней. Поляра самолета отличается от поляры крыла тем, что каждая точка её сдвинута вправо на величину коэффициента вредного сопротивления всех частей самолета. На самолете Як-18Т нет прибора замеряющего угол атаки, тем ни менее о нем можно судить по скорости при постоянной тяге винта.

Механизация крыла.

Различные устройства на крыле, предназначенные для увеличения

коэффициента подъёмной силы на взлете и посадке называются механизацией крыла. Полет самолета возможен при условии компенсации его веса подъёмной силой крыла: G=Y=CySpV²/2. Из формулы видно, что обеспечение полета на пониженной скорости на этапах отрыва и приземления можно добиться повышением коэффициента подъёмной силы Су. Уменьшение скоростей отрыва и приземления означает уменьшение взлетно-посадочных дистанций и повышение безопасности полета. Увеличение Су достигается созданием условий обтекания крыла, когда повышается разряжение над крылом (отдаляется к задней кромке зона срыва) и повышается давление под крылом за счет увеличения кривизны профиля (увеличения угла атаки для части крыла). Самолеты Як-18т, Як-52 - имеют только посадочный щиток, Ан-2 и Як-12- предкрылок и закрылок, См-92 и Ц-172 - закрылок.

Общая характеристика силовой установки.

Для получения подъемной силы на крыле к нему необходимо приложить внешнее усилие для уравновешивания любого сопротивления, так называемую силу тяги. Силу тяги создают силовые установки самолета - «гребные» винты, вращаемые двигателями, подъёмная сила лопастей у которых и является силой тяги для всего самолета.

Пилот может изменять силу тяги, устанавливая ее равной, большей и меньшей силе лобового сопротивления крыла и вредного сопротивления самолета. Если сила тяги равна силе лобового сопротивления, движение самолета будет установившимся, а скорость постоянной. Если сила тяги больше или меньше лобового сопротивления, движение самолета не установившееся, а скорость будет увеличиваться или уменьшаться.

Силовая установка самолета Як-18т винтовая и состоит из поршневого двигателя М-14 и воздушного винта В-530Т-Д35 с регулятором оборотов Р-2. Винт изменяемого шага - воздушный винт, лопасти которого во время работы могут при помощи управления или автоматически поворачиваться вокруг своих осей и устанавливаться под нужным углом к плоскости вращения, т.е. менять угол установки (шаг).

Скорость и угол атаки элементов лопасти винта.

При работе двигателя в полете все элементы лопасти винта совершают сложное движение, перемещаясь по окружности с окружной скоростью U и поступательно со скоростью V (рис.9.).

Угол между результирующей скоростью элемента лопасти W и плоскостью вращения винта называется углом протекания струи р. Угол атаки любого сечения винта равен разности между углом установки и углом протекания воздушного потока к плоскости вращения: а = ср - р.

Поступательная скорость всех элементов лопасти V равна истиной скорости полета самолета. Окружная скорость U увеличивается с увеличение радиуса элемента лопасти. При этом, если угол установки элемента лопасти оставить неизменным по всей её длине, то угол атаки с увеличением радиуса будет увеличиваться, а это приведет к не эффективному использованию винта. Чтобы заставить все элементы лопасти винта работать с максимальным качеством, необходимо уменьшать их углы установки по мере удаления от оси вращения, то есть произвести геометрическую крутку.

Основные режимы работы элемента лопасти винта.

1. Режим работы на месте V=0 (рис.10). Элементарная сила тяги на элементе лопасти будет максимальной, так как угол атаки максимален. В этом случае тяга винта называется статической, она направлена «по полету», момент сопротивления вращению - против направления вращения.

2. Режим положительной тяги (рис.9.) (пропеллерный). С увеличением поступа­тельной скорости угол атаки элемента лопасти уменьшается, уменьшается элементарная сила тяги. Это основной рабочий режим элемента лопасти, при котором лопасть обтекается потоком с положительными углами

атаки. Тяга направлена по полету, момент сопротивления вращению - против вращения.

3. Режим нулевой тяги (рис.10.V1 и W1). При дальнейшем увеличении поступательной скорости угол атаки элемента лопасти уменьшится до полного исчезновения подъёмной силы на нём, а значит и тяги винта в целом. Этот режим характерен для планирования с некоторой средней скоростью и малым числом оборотов винта.

4. Режим отрицательной тяги (режим торможения) возникающий при дальнейшем увеличении скорости полета (рисЮ V2 и W2). Угол атаки элемента еще больше уменьшается вплоть до отрицательных значений. Полная элементарная аэродинамическая сила становится направленной против полета. Отрицательная тяга хоть и небольшая, но затрудняет разгон самолета, режим характерен пологому пикированию.

5. Режим авторотации (самовращения). Такой режим отрицательной тяги, при котором сила сопротивления вращению элемента лопасти, как составляющая полной аэродинамической силы, равна нулю. Вращение продолжаться по инерции. Отрицательная тяга небольшая.

6. Режим ветряка. При больших значениях отрицательных углов атаки полная аэродинамическая сила отклоняется еще больше, создается значительная отрицательная тяга элемента, а сила сопротивления вращению элемента лопасти оказывается направленной в сторону вращения и, действуя относительно оси вращения, раскручивает вал двигателя. Этот режим возможет на пикировании.

Все выше рассмотренное показывает работу винта фиксированного шага (ВФШ) (ср = const).

Винт изменяемого шага.

Для устранения недостатков ВФШ нужен винт, лопасти которого в полете могли бы устанавливаться под наивыгоднейшим углом атаки. Такой винт получил название винта изменяемого шага - ВИШ, лопасти которого поворачиваются на заданный угол установки в полете по воле пилота, либо устанавливаются на нужный угол регулятором постоянных оборотов.

Гидравлический ВИШ - винт изменяемого шага, у которого поворот лопастей вокруг своих осей производится гидромеханизмом, находящимся во втулке винта.

Винт изменяемого шага сохраняет заданную частоту вращения независимо от режима полета с помощью регулятора постоянных оборотов, который, меняя угол установки лопасти, способен самостоятельно сохранить постоянный момент сопротивления вращению.

Винты изменяемого шага прямой схемы - это винты, лопасти которого переводится на большой шаг под действием центробежных сил дополнительных грузов, а на малый под действием давления масла и центробежных сил лопастей. Грузы противовесы находятся у корня лопасти, момент инерционных сил от них больше, чем момент инерционных сил лопастей. В случае падения давления масла винт переходит на больший шаг и пилот может продолжать полет при полной мощности двигателя.

Правила пользования винтом изменяемого шага.

При запуске, на взлете на самолете Як-18Т рычаг управления винтом находится в положении «Малый шаг». На высоте 50м, после взлета, следует установить первый номинальный режим: штурвалом удерживать скорость 170км/ч, сектором газа установить наддув двигателю 800мм рт

ст, переводом «ШАГа» «загрузить» винт до оборотов 80%. В горизонтальном полете по кругу наддув устанавливается 600мм рт ст, винт «загружается» до оборотов 60%, при этом скорость горизонтального полета будет обеспечиваться 180-190км/ч. После третьего разворота при заходе на посадку следует установить наддув 400-350мм рт ст., перейти на снижение на У=170км/ч, облегчить винт - в положение полностью от себя «Малый шаг». При необходимости ухода на второй круг винт уже готов к работе. Остановку двигателя производят на малом шаге.

Для увеличения режима работы двигателя необходимо облегчить винт до требуемой частоты вращения, затем рычагом управления двигателем установить требуемый наддув.

Для уменьшения режима работы двигателя необходимо установить рычагом управления двигателем наддув, затем, увеличив шаг винта, уменьшить частоту вращения до заданной.

Соблюдение последовательности действий при переходе с режима на режим обеспечивает работу двигателя без перегрузок.

Более подробно аэродинамические характеристики самолета и силовой установки приводятся в Руководстве по летной эксплуатации.