Ю.Б.Рубцов

Введение в авиационную технику и технологию

Б.Н.Слюсарь

ЛЕКЦИЯ №6

Тема: Основы аэродинамики. Основы теории воздушного винта

идинамики полета.

6.1.Основные понятия и законы аэродинамики

Траектория частиц — линия, по которой движется выделенная частица в воздушном потоке. В каждой точке траектории скорость направлена по касательной к ней (рис. 6.1.).

Рис. 6.1.- Обтекание профиля дозвуковым потоком.

Струйка. Если в воздухе выделить замкнутый контур (рисунок 6.1) и через каждую точку контура провести траекторию, то получим трубку. Воздух, движущийся внутри трубки, называется струйкой.

Геометрические характеристики профиля (рис. 6.1.):

а) Хорда b — линия, соединяющая две наиболее удаленные точки профиля.

б) Относительная толщина с — отношение максимальной толщины Смакс к хорде:

C =Cмакс b

(6.1)

в) Относительная вогнутость (кривизна) — отношение максимальной вогнутости fмакс к хорде:

f = f макс b ,

(6.2)

где fмак — наибольшее расстояние от средней линии профиля до хорды.

Ю.Б.Рубцов

Введение в авиационную технику и технологию

Б.Н.Слюсарь

Геометрические характеристики крыла

а) Различные формы крыла в плане показаны на рис. 6.2 (прямоугольная, трапециевидная, стреловидная, криволинейная, комбинированная, треугольная).

Рис. 6.2. Формы крыла

б) Размах крыла l — расстояние между концами крыла.

в) Стреловидность крыла χ измеряется по линии четвертей хорд или по передней кромке

г) Удлинение крыла λ определяется для крыльев любой формы в плане

выражением
λ =l2	S	(6.3)
где S — площадь крыла.
Для прямоугольного крыла
λ =l b		(6.4)
д) Сужение крыла η — отношение осевой хорды b0 концевой, т. е.
η =b0	bk	(6.5)

а б Рис. 6.3.- К определению углов атаки и скольжения

Ю.Б.Рубцов

Введение в авиационную технику и технологию

Б.Н.Слюсарь

Угол атаки α - угол между хордой крыла и вектором скорости (рис. 6.3, а). Угол скольжения β — угол между плоскостью симметрии крыла

(продольной осью) и вектором скорости (рис. 6.3., б).

Число Маха M=V/a — отношение скорости полета (воздушного потока) к скорости звука.

Уравнение постоянства расхода определяет соотношение между скоростью воздуха V, площадью сечения струйки f и плотностью воздуха ρ в различных сечениях струйки. Так как при установившемся движении воздуха через любое сечение струйки проходит одинаковая масса воздуха, то уравнение постоянства расхода записывается следующим образом (рис. 6.1.):

ρfV=ρ1f1V1=ρ2f2V2=const

(6.6)

Если сжимаемостью воздуха можно пренебречь (на малых скоростях), то

fV = f1V1 = f2V2 (6.7)

т.е. чем больше сечение, тем меньше скорость.

Уравнение энергии (уравнение Бернулли). При установившемся течении воздуха без теплообмена с окружающей средой полная энергия воздуха в каждом сечении струйки одинакова.

Уравнение энергии (Бернулли) для случая, когда сжимаемостью, а также изменением энергии веса воздуха можно пренебречь, записывается следующим образом:

		ρV 2		+ p =	ρ1V1	2	+ p	=	ρ2V2	2	+ p	2	= const	(6.8)
	2				2		1	2
где		ρV 2		— скоростной напор; ρ— статическое давление.
	2

Таким образом, при отсутствии влияния сжимаемости воздуха сумма скоростного напора и статического давления в струйке есть величина постоянная.

6.2. Физическая природа аэродинамических сил

Аэродинамические силы, действующие на тело, помещенное в воздушный поток, определяются силами трения и силами давления.

Вследствие того, что имеется приторможенный слой воздуха (обусловленный вязкостью) у поверхности обтекаемого воздухом тела, называемый пограничным слоем, появляются силы трения, которые направлены по касательной к поверхности тела.

Силы давления зависят от формы тела, ориентации его относительно потока, плотности, давления и скорости воздуха. Помещенное в воздушный поток тело деформирует его. На рис.6.1 показана картина обтекания профиля

Ю.Б.Рубцов

Введение в авиационную технику и технологию

Б.Н.Слюсарь

крыла при дозвуковой скорости потока. Вблизи передней кромки поток разделяется на две области (границей раздела является критическая точка К). Струйки воздуха деформируются, что приводит согласно уравнению постоянства расхода к изменению скорости и плотности, а, следовательно, и давления на поверхности тела.

Каждой точке профиля соответствуют свои, называемые местными, скорость и давление. Разность давлений на верхней и нижней поверхностях профиля является одной из причин возникновения аэродинамических сил.

6.3. Подъемная сила

Полная аэродинамическая сила Ra (рис. 6.4.) — результирующая всех сил давления и трения — определяется по формуле

R	= c	S	ρV 2	(6.9)
a	R	2

где сR - коэффициент полной аэродинамической силы; S — площадь крыла.

Подъемная сила Ya — проекция полной аэродинамической силы на перпендикуляр к скорости воздушного потока. Подъемная сила определяется по формуле

Y	=c	S	ρV 2	(6.10)
a	y	2

где Су — коэффициент подъемной силы.

Величина подъемной силы при одном и том же коэффициенте Cy зависит от высоты и скорости полета.

Рис. 6.4. Аэродинамические силы	Рис.6.5. Влияние угла атаки на
	коэффициент подъемной силы

На коэффициент подъемной силы крыла данной формы влияет угол атаки и число М полета. С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы растет (рис. 6.5.); по достижении критического угла атаки αкрит коэффициент