Размеры крыла оказывают непосредственное влияние не только на массу конструкций, но и на нагрузку от воздушных порывов. Это заметно из
V
зависимости для перегрузки, вызванной порывом воздушного потока треугольной формы:
(41)
44
где - коэффициент демпфирования порывов, который в основном зависит от высоты и нагрузки на крыло. Поскольку масса крыла примерно пропорциональна , высокая удельная нагрузка на него благоприятна для снижения массы конструкции, когда нагрузки от воздушных порывов являются критическим фактором. Кроме снижения массы, уменьшение нагрузок от порывов способствует более спокойному для пассажиров полету в турбулентном воздухе.
Влияние удлинения крылана наклонкрыла
1. (несжимаемое течение)
(угол стреловидности )
0,09b
схема
По теореме Жуковского известно, что для профиля (или крыла ) без учета вязкости , если угол атаки [ рад ].
Более сложную форму дает Торенбик:
Здесь
- относительная толщина профиля;
- угол схода хвостовой кромки профиля в градусах.
хвост профиля
Экспериментальная величина для значений .
Если берется в градусах, то для профиля (M=0,2):
или округленно .
Для крыла :
, (41)
здесь:
- поправочный коэффициент, учитывающий сужения крыла .
Для
- отношение полупериметра к размаху крыла – поправка Джонса
2. Стреловидное крыло с учетом сжимаемости:
(42)
здесь:
- угол стреловидности крыла по линии 0,5 хорды
- удлинение крыла (по трапеции)
- поправка на сжимаемость
Крыло конечного размаха
Теорема Жуковского для подъемной силы действительна для любого тела, а не только для профиля и задача та же – найти .
Обычно вначале рассматривается крыло условное – бесконечного размаха, составленное из бесконечного ряда одинаковых профилей.
ось
самолета
Линия
Каждый профиль имеет циркуляцию , поэтому получается равномерное распределение циркуляции или бесконечный вихревой шнур постояннойинтенсивности (циркуляции) . Если крыло обрезать с двух сторон, то получаем крыло конечного размаха.
b – хорда
S - площадь
x
z
Параметры крыла конечного удлинения:
– площадь
– размах
– хорда (, …)
По вихревой теории вихрь не может быть “отрезан”,как крыло, (он может заканчиваться на границе 2-ух сред или замыкаться сам на себя). В случае крыла концы вихря загибаются по потоку – П-образный вихрь.
– удлинение
– сужение
– обратное сужение
– угол стреловидности
(обычно по линии хорды)
а)
Если , т.е. , то распределение циркуляции по размаху крыла имеет вид а).
Если , то распределение зависит от формы крыла в плане, примерно идентично форме
в плане.
У крыла сложной формы в плане вихревая система также примерно отслеживает эту форму и состоит уже из множества П-образных вихрей.
V
б)
Теория показывает, что наилучшая форма – эллипс. Из схемы а) видно, что если с концов крыла сходит вихрь, то циркуляция падает [в частности в схеме б)]. , когда вихрь на крыле; , если вихрь сошел с крыла.
Для схемы *)*) характерно, что при плавном изменении с задней кромки крыла будут непрерывно сходить вихри разной интенсивности – образуется вихревая пелена, которая на удалении от крыла сворачивается в два или более 2-х концевых вихрей, которые постепенно расширяются.
эллипс
вихревая
пелена
V
V
-V
-V
-V
-V
Каждый вихрь, сходящий с крыла индуцирует на крыле отрицательную скорость , которая уменьшает местный угол атаки и подъемную силу крыла.
Крыло малого удлинения (КМУ) все подвержено влиянию “концевых” вихрей, поэтому говорят, что КМУ имеет пространственное обтекание – потенциальное и вихревое.
КМУ =>
У крыла большого удлинения (КБУ) зона большой интенсивности вихрей занимает около 10-15% размаха , поэтому влияние отрицательных скосов меньше по сравнению с КМУ.
- у самолетов;
- у планеров.
V
Вследствие этого крылья большего удлинения имеют меньшие потери и приближаются к крылу бесконечного размаха.
теоретически
при
реально
1,5 КМУ
Потеря подъемной силы
Главное отличие состоит в угле наклона . Наиболее надежно эта величина получается из эксперимента.
1-ое отличие характеристик крыла от профиля – уменьшение .
2-ое – концевые вихри также приводят к дополнительному индуктивному сопротивлению .Ранее мы изучали только профильное сопротивление
(43)
1 2 3
1, 2, 3 – коэффициенты сопротивлений профиля;
– сопротивление трения, оно вычисляется, как в гидравлике через коэффициент трения;
– сопротивление формы, зависит от формы тела, есть теоретические оценки, но в основном определяется экспериментально;
– волновое сопротивление, возникает при больших числах .
studopediasu.com - Студопедия (2013 - 2026) год. Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав!Последнее добавление
); 2—самолетов второго поколения и их модификаций (
) и аэробусов (
); 3 – современные самолеты
— аэробусы;
- региональные самолеты
V
зависимости для перегрузки, вызванной порывом воздушного потока треугольной формы:
(41)
- коэффициент демпфирования порывов, который в основном зависит от высоты и нагрузки на крыло. Поскольку масса крыла примерно пропорциональна 
, высокая удельная нагрузка на него благоприятна для снижения массы конструкции, когда нагрузки от воздушных порывов являются критическим фактором. Кроме снижения массы, уменьшение нагрузок от порывов способствует более спокойному для пассажиров полету в турбулентном воздухе.
на наклон 
крыла
(несжимаемое течение)
(угол стреловидности 
)
) без учета вязкости 
, если угол атаки 
[ рад ].
- относительная толщина профиля;
- угол схода хвостовой кромки профиля в градусах.
для значений 
.
берется в градусах, то для профиля (M=0,2):
или округленно 
.
:
, (41)
- поправочный коэффициент, учитывающий сужения крыла 
.
- отношение полупериметра к размаху крыла – поправка Джонса
(42)
- угол стреловидности крыла по линии 0,5 хорды
- удлинение крыла (по трапеции)
- поправка на сжимаемость
действительна для любого тела, а не только для профиля и задача та же – найти 
.
Обычно вначале рассматривается крыло условное – бесконечного размаха, составленное из бесконечного ряда одинаковых профилей.
. Если крыло обрезать с двух сторон, то получаем крыло конечного размаха.
– площадь
– размах
– хорда (
, 
…)
– удлинение
– сужение
– обратное сужение 
– угол стреловидности
хорды)
, т.е. 
, то распределение циркуляции 
по размаху крыла имеет вид а).
, то распределение 
зависит от формы крыла в плане, примерно идентично форме
, когда вихрь на крыле; 
, если вихрь сошел с крыла.
с задней кромки крыла будут непрерывно сходить вихри разной интенсивности – образуется вихревая пелена, которая на удалении от крыла сворачивается в два или более 2-х концевых вихрей, которые постепенно расширяются.
, которая уменьшает местный угол атаки и подъемную силу крыла.
- у самолетов;
- у планеров.
и приближаются к крылу бесконечного размаха.
реально
. Наиболее надежно эта величина получается из эксперимента.
.
.Ранее мы изучали только профильное сопротивление 
(43)
– сопротивление трения, оно вычисляется, как в гидравлике через коэффициент трения;
– сопротивление формы, зависит от формы тела, есть теоретические оценки, но в основном определяется экспериментально;
– волновое сопротивление, возникает при больших числах 
.