Обтекание тела воздушным потоком. Крыло самолета, геометрические характеристики, средняя аэродинамическая хорда, лобовое сопротивление, аэродинамическое качество. Поляра самолета. Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ 1. ОБТЕКАНИЕ ТЕЛ ВОЗДУШНЫМ ПОТОКОМ При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит к изменению скорости, давления, температуры и плотности в струйках потока. Для получения аэродинамических спектров применяют такие приборы, как дымканалы (Рис. 3 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела Удобообтекаемое несимметричное тело по характеру обтекания близко к удобообтекаемому симметричному, и отличается величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела (см. Рис. 4 Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля крыла) Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величину искривления поверхности тела (точка К). 6) Кроме сил давления, на поверхность крыла по касательной к ней действуют силы трения, которые обусловлены вязкостью воздуха и целиком определяются процессами, происходящими в пограничном слое. КРЫЛО И ЕГО НАЗНАЧЕНИЕ Крыло самолета предназначено для создания подъемной силы, необходимой для поддержки самолета в воздухе. Аэродинамическое качество крыла тем больше, чем больше подъемная сила и меньше лобовое сопротивление. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА Геометрические характеристики крыла сводятся в основном к характеристикам формы крыла в плане и к характеристикам профиля крыла. 8 Угол поперечного V крыла Рис. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла. 13 Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения R - полная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; ?- угол атаки; q - угол качества Относительной толщиной профиля с называется отношение максимальной толщины Смакc к хорде, выраженное в процентах: (2.5) Положение максимальной толщины профиля Хc выражается в процентах от длины хорды и отсчитывается от носка (2.6) У современных самолетов относительная толщина профиля находится в пределах 4-16%. 14 Средние аэродинамические хорды крыльев Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании. 16 Положение центра тяжести самолета Рис. 18, на рисунке обозначено Сх - коэффициент профильного сопротивления). Рис.
Вы можете ЗАГРУЗИТЬ и ПОВЫСИТЬ уникальность своей работы
