 |
Понятие углов атаки и скольжения
|
|
|
|
Угол атаки (α) – угол, заключенный между продольной осью самолета и проекцией вектора скорости на плоскость симметрии самолета. Лежит в вертикальной плоскости.
Угол скольжения (β) – угол, заключенный между плоскостью симметрии самолета и вектором скорости. Лежит в горизонтальной плоскости.
23. Геометрические характеристики крыла.
Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть эллипсовидные (а), прямоугольные (б), трапециевидные (в), стреловидные (г) и треугольные ( д ).
Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением, стреловидностью и поперечным углом V.
Размахом крылаL называется расстояние между концами крыла по прямой линии.
Площадь крыла в плане Sкр ограничена контурами крыла.
Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет как площади двух трапеций
(2.1)
где b0 - корневая хорда, м;
bк- концевая хорда, м;
- средняя хорда крыла, м.
Удлинением крыла l называется отношение размаха крыла к средней хорде
(2.2)
Если вместо bср подставить его значение из равенства, то удлинение крыла будет определяться по формуле
Сужением крыла h называется отношение осевой хорды к концевой хорде
Углом стреловидности c называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла.
Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла.
Геометрические характеристики профиля.
Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть: симметричными и несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть двояковыпуклыми, плосковыпуклыми, вогнутовыпуклыми и S-образными.
|
|
|
На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.
1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 - ламинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - D видный
Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна
Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля.
Координатная и векторная диаграмма распределения давления по профилю.
Аэродинамические силы крыла. Центр давления.
Су – подъёмная сила, CR – полная аэродинамическая сила, Сx – сила лобового сопротивления.
Центр давления – точка приложения полной аэродинамической силы.
27. Подъемная сила.
28. Сила лобового сопротивления.
При уа = 0: 
, где xa – сила лобового сопротивления, хр – сопротивление давления, хтр – трения.
Парадокс Эйлера – Даламбера.
Отсутствие силы сопротивления для тел, обтекаемых потенциальным потоком идеальной жидкости, в гидродинамике называется парадоксом Эйлера - Даламбера.
30. Эффект Магнуса.
Эффект Магнуса — физическое явление, возникающее при обтекании вращающегося тела потоком жидкости или газа. Образуется сила, воздействующая на тело и направленная перпендикулярно направлению потока. Это является результатом совместного воздействия таких физических явлений, как эффект Бернулли и образования пограничного слоя в среде вокруг обтекаемого объекта.
Ротационное крыло, принцип создания подъемной силы основан на эффекте Магнуса.
Аэродинамический момент крыла.
Индуктивное сопротивление. Особенности обтекания крыла конечного размаха.
|
|
|
33. Особенности обтекания профиля околозвуковым потоком.
|
|
|
