параметры крыла в плане и влияние его формы на аэродинамические коэффициенты

Форма крыла в плане

Внешние формы крыла

Аэродинамические, массовые и в определенной степени технологические характеристики крыла зависят от его внешних форм и геометрических параметров. Внешние формы крыла определяются формой в плане, формой поперечного сечения и формой в виде спереди.

По форме в плане крылья (рис.1) можно разделить на прямоугольные (1а), трапециевидные (1б), стреловидные (1в) и треугольные (1г). Геометрическими параметрами, характеризующими форму в плане, являются площадь S, размах l, корневая хорда b₀, концевая хорда b_к, угол стреловидности по линии четвертей хорд c. Кроме того, форма в плане определяется и относительными параметрами: удлинением λ = l 2 / S и сужением η = b₀ / b_к.

Большое влияние на характеристики крыла оказывает удлинение и сужение.

С уменьшением удлинения при полете на дозвуковых скоростях возрастает сопротивление самолета за счет индуктивного сопротивления

где k – коэффициент, учитывающий влияние формы крыла в плане.

На тяжелых и высотных дозвуковых самолетах, полет которых происходит на больших значениях , с целью снижения применяют крылья большого удлинения: l = 8. 12.

Доля индуктивного сопротивления в общем балансе сопротивления уменьшается с ростом скорости из-за уменьшения потребных .

На сверхзвуковых скоростях применяют крылья малых удлинений: l = 2. 2,5.

Уменьшение удлинения уменьшает массу крыла. Масса конструкции снижается и с увеличением сужения.

Сужение оказывает влияние на величину максимального значения коэффициента подъемной силы

достигается при = 2. 3.

Прямоугольные и трапециевидные крылья носят название прямых.

Прямоугольное крыло обеспечивает хорошую устойчивость и управляемость при полете на больших углах атаки. У прямоугольного крыла максимальное значение коэффициента подъемной силы получается на середине полуразмаха, и даже при наступлении срыва потока в этой зоне концы крыла еще работают в докритической области, благодаря чему обеспечивается поперечная устойчивость и сохраняется эффективность элеронов. Кроме того прямоугольное крыло проще в изготовлении.

Трапециевидные крылья нашли широкое применение на дозвуковых самолетах. Для обеспечения потребной центровки трапециевидные крылья могут иметь небольшой угол стреловидности (порядка 10°).

На самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, применяются стреловидные крылья. Скорость воздушного потока над поверхностью крыла, как известно, не равна скорости полета самолета V, а выше ее. При какой-то скорости полета местная скорость в некоторых точках над поверхностью крыла может достигнуть скорости звука а и превысить ее. В этих местах возникают скачки уплотнения, что вызывает так называемый волновой кризис, который сопровождается появлением волнового сопротивления, падением подъемной силы, изменением положения центра давления.

Число М = V / а, при котором на крыле появляется местная скорость, равная скорости звука, называется критическим числом Маха и обозначается М_*.

Придание крылу стреловидной формы в плане позволяет повысить М_*, т.е. оттянуть возникновение волнового кризиса до больших скоростей полета.

Однако применение стреловидного крыла создает и ряд дополнительных трудностей. Основные из этих трудностей следующие.

1. Нарушение поперечной и продольной устойчивости самолета и снижение эффективности элеронов при полете на больших углах атаки из-за срыва потока, который у стреловидного крыла возникает раньше в концевых сечениях. Для предотвращения этого срыва применяются аэродинамическая и геометрическая крутка, концевые предкрылки и отклоняемые носки. Этой же цели служит применение запилов на передней кромке крыла и установка на его верхней поверхности аэродинамических гребней (рис.2). Запилы и гребни препятствуют перетеканию пограничного слоя от средней части к концам крыла и тем самым затягивают срыв.

2. Снижение максимального коэффициента подъемной силы крыла.

3. Большой угол атаки, необходимый для достижения C_{ya max}.

4. Увеличение массы крыла.

б – запил на передней кромке крыла. Рис.3

С целью уменьшения волнового сопротивления удлинение стреловидных крыльев берется обычно меньше удлинения прямых крыльев нескоростных самолетов. Кроме того, уменьшение удлинения благоприятно влияет на срывные характеристики стреловидного крыла при полете на больших углах атаки при малых скоростях. Уменьшение удлинения выгодно в весовом отношении.

Стремление получить хорошие аэродинамические характеристики как при максимальной сверхзвуковой скорости, так и при дозвуковой скорости привело к созданию крыльев изменяемой геометрии. Изменение геометрии происходит вследствие изменения угла стреловидности консолей крыла.

Установка крыла изменяемой геометрии будет оправдана тогда, когда вызванное этим утяжеление конструкции крыла, усложнение управления самолетом будут компенсированы улучшением его летных характеристик.

На самолетах, летающих с большими сверхзвуковыми скоростями, большое распространение нашли крылья треугольной формы в плане. Эти крылья имеют малое удлинение (l

относительной вогнутостью f = f_max / b, местоположением максимальных значений толщины и вогнутости по хорде x_c = x_cmax / b и x_f = x_fmax / b.

Плосковыпуклый профиль имеет большое значение C_{ya max} и удобен в конструктивном отношении, но у него значительно меняется положение центра давления при изменении угла атаки.

Этот профиль иногда применяется на малоскоростных самолетах и планерах.

Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крыльев самолетов, летающих с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями.

Относительные размеры и форма профилей оказывают сильное влияние на аэродинамические, массовые, жесткостные и технологические характеристики крыльев.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник

Аэродинамические характеристики крыла самолета

ВСЯКАЯ несущая поверхность, помимо сопротивления, создает еще подъемную силу, обеспечивающую полет летательного аппарата. Единый поток перед крылом разделяется на два неодинаковых потока (рис. 1,а). В верхнем потоке струйки как бы сжимаются, скорость их увеличивается, в нижнем же потоке, наоборот, струйки расширяются и скорость их уменьшается. По закону Бернулли, чем выше скорость, тем меньше давление в струе. Следовательно, над крылом образуется область, давление в которой ниже, чем под крылом.

В зависимости от скорости распределяется и давление по крылу (рис. 1,б). Каждый вектор давления на диаграммах представляет собой силу, которая действует на единицу площади поверхности крыла. Если все эти силы сложить, то получим полную аэродинамическую силу, воздействующую на крыло. Исключением в этом случае будут силы трения, которые по диаграмме распределения давления определить нельзя, так как они направлены по касательной к профилю.

Проекция полной аэродинамической силы на ось, перпендикулярную направлению потока, называется подъемной силой (рис. 2,а). Полную аэродинамическую силу R можно разложить на подъемную силу Y и силу лобового сопротивления X (рис. 2,б.)

Подъемная сила крыла зависит от его геометрических размеров, положения относительно потока, скорости полета модели, плотности воздуха и несущей способности профиля крыла. Эту зависимость принято записывать в виде формулы:

где Cy — коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий несущую способность профиля.

Этот коэффициент зависит от формы профиля и угла атаки α — угла между скоростью набегающего воздушного потока и хордой профиля (рис. 2в). Хорда профиля — это условная прямая линия, применяемая для построения профиля, проходящая, как правило, через носик и хвостовик профиля.

Кроме сопротивления трения и формы, в коэффициент C_x входит еще один третий вид сопротивления — индуктивное. Дело в том, что крыло отбрасывает набегающий на него поток воздуха вниз со скоростью V_cp (рис. 7) так, что в итоге он направлен не по скорости v, a по скорости v₁. Это явление называется скосом потока. Угол отклонения потока ∆α называется углом скоса потока. Сложив геометрически скорости V и V_cp. получают действительное направление и величину скорости потока v1, обтекающего крыло. Изменение направления скорости вызывает, естественно, и изменение угла атаки

Благодаря скосу потока истинный угол атаки меньше геометрического. Угол скоса потока определяется по формуле

где λ — удлинение крыла.

Удлинение крыла λ определяется как отношение квадрата размаха крыла L к площади крыла Sкр

Размах крыла L определяется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно к потоку, обтекающему крыло. Благодаря скосу потока подъемная сила отклонится назад на угол ∆α и будет перпендикулярна новому направлению скорости V₁

Эта подъемная сила называется истинной. Ее можно разложить на две составляющие: перпендикулярную к направлению скорости полета V и параллельную направлению скорости. Эта составляющая, существование которой возможно только при наличии подъемной силы, направлена всегда против движения крыла.

Коэффициент индуктивного сопротивления определяют по формуле

Угол скоса потока и индуктивное сопротивление зависят от формы профиля крыла, удлинения и от угла атаки.

Таким образом, полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха состоит из сопротивления формы, сопротивления трения и индуктивного сопротивления (рис. 2в). Соответственно, коэффициент сопротивления крыла выражается формулой

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления. Условились считать, что центр давления лежит на хорде крыла. Если характер обтекания правой и левой половины крыла одинаков, центр давления всего крыла лежит в плоскости симметрии. Нарушение геометрической и аэродинамической симметрии крыла вызовет смещение центра давления.

Положение центра давления на хорде зависит от угла атаки и оказывается различным у профилей разной формы. Характер перемещения центра давления вдоль хорды при изменении угла атаки зависит от формы профиля.

В этом отношении профили делятся на три категории. У несимметричных 1,2 и вогнуто-выпуклых 3,4 профилей (рис. 4), у которых средняя линия вогнута, центр давления при увеличении угла атаки перемещается вперед и наиболее переднее положение занимает при α, близких к α_кр, В этом случае центр давления находится примерно на расстоянии 25—35% хорды от носика профиля. При уменьшении угла атаки он перемещается назад и при углах атаки, на которых Су становится близким к Су = 0, уходит за пределы крыла.

У симметричных профилей 4, имеющих прямую среднюю линию, центр давления в пределах значительного диапазона углов атаки занимает постоянное положение и находится примерно на расстоянии 25% длины хорды от носика. При углах атаки больших критического, центр давления у них резко уходит назад.

У S-образных профилей 6 отогнута вверх задняя кромка. Если хвостик профиля отогнут мало, то перемещение центра давления такое же, как и у профилей первой категории. Бели хвостик отогнут больше, то профиль будет иметь постоянный центр давления. Если же его отогнуть еще больше, то центр давления при увеличении угла атаки отходит назад.

Перемещение центра давления вызывает изменение момента равнодействующей воздушных сил относительно центра тяжести модели. Для того, чтобы судить об устойчивости крыла данного профиля, необходимо знать, как меняется момент воздушных сил, действующих на крыло, с изменением угла атаки.

На рис. 10 изображен профиль крыла модели. Так как при предварительных расчетах конструкция модели еще неизвестна, и, следовательно, неизвестно положение ее центра тяжести, вращение крыла рассматривают не относительно центра тяжести, а относительно точки А, находящейся на носике профиля. Силу R раскладывают не на Y и X, как это делалось раньше, а на силы R_n и R_t.

Сила R_n мало отличается от Y, поэтому с небольшой ошибкой можно допустить, что R_n = Y. Момент силы R_n относительно точки А равен

где Х_с— расстояние от центра давления до точки А.

Так как положение центра давления при разных углах атаки неизвестно, то считают, что крыло вращается силой R_m. приложенной на задней кромке профиля. Для этого необходимо, чтобы

Это равенство может сохраняться при разных углах атаки, так как изменение Y и Х_с может соответствовать изменению R_m при постоянном плече b. Величину R_m определяют в аэродинамической трубе из условия равновесия относительно опоры весов. При этом замеряют силу R_m при разных углах атаки. Зная момент, нетрудно подсчитать и коэффициент C_mA в формуле

Зависимость коэффициента C_mA от угла атаки α представлена на рис. 6.

Значение коэффициентов Сх и Су для различных углов атаки — на рис. 3. Значения коэффициентов Су для различных профилей — на рис. 5. Кривая Су по α для симметричного профиля проходит через начало координат. С увеличением вогнутости профиля кривая зависимости Су по α смещается вверх.

Объединенный график зависимости Су от Сх при различных α называется полярой (рис. 8). Имея поляру, можно определить ряд величин, которые характеризуют крыло. Если провести касательную к поляре, параллельную оси Сх, то в точке касания получают угол атаки, соответствующий Су _max (рис. 8). Этот угол называется критическим углом атаки «Крит- При увеличении угла атаки сверх критического нарушается обтекание крыла и подъемная сила уменьшается.

Наивыгоднейшим называется такой угол атаки, при котором отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления наибольшее. Чтобы найти этот угол, нужно из начала координат провести касательную к поляре.

Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называют аэродинамическим качеством крыла.

При полете на угле атаки, имеющем К_max модель проходит наибольшее расстояние. Для того, чтобы модель продержалась наибольшее время в воздухе, необходимо, чтобы угол атаки был равен экономическому углу.

Угол атаки нулевой подъемной силы α₀ лежит на пересечении поляры с осью С_х. При этом угле атаки С_у = 0.

Угол атаки, при котором С_х имеет наименьшее значение С_{х min} находится в точке касания линии к поляре, проведенной параллельно оси С_у.

Значения коэффициентов Сх и Су при каком-либо значении угла атаки зависит от числа Re (рис. 9). При Re Re_кpит обтекание профиля потоком турбулентное. Благодаря перемешиванию относительная скорость и кинетическая энергия частиц воздуха вблизи профиля более высокая, чем у ламинарного пограничного слоя, и турбулентный пограничный слой может преодолевать повышенное давление на значительном участке задней поверхности профиля. Точка отрыва турбулентного пограничного слоя лежит вблизи задней кромки и тем ближе к ней, чем меньше перепад давления между соседними точками профиля и чем большую скорость имеет внешний поток. Это приводит к росту Су и уменьшению Сх.

Н. ЛЯШЕНКО, руководитель заводского клуба юных техников Харьков

Источник

Зависимость аэродинамических свойств крыла от его характеристик

Ищем педагогов в команду «Инфоурок»

Муниципальное бюджетное общеобразовательное учреждение

Кафедра естествознания и точных наук

Зависимость аэродинамических свойств крыла от его характеристик

Исполнитель: Мохорт Елизавета Игоревна,

Муниципальное бюджетное общеобразовательное учреждение

Руководитель: Шутова Ольга Валерьевна,

Муниципальное бюджетное общеобразовательное учреждение

Г.Югорск, Муниципальное бюджетное общеобразовательное учреждение

«Зависимость аэродинамических свойств крыла от его характеристик»

Руководитель: Шутова Ольга Валерьевна, учитель физики.

Развитие авиационной техники и, в частности, авиационной техники гражданского назначения, привело к созданию новых авиационных конструкций. Претерпели изменения и конструкции крыла самолета и состав механизации крыла.

Целью данной работы является выявление зависимости аэродинамических свойств крыла от его характеристик и подбора оптимального вида и состава крыла для увеличения подъемной силы и аэродинамических способностей авиамоделей.

Объект исследования : аэродинамика крыла.

Предмет исследования : характеристики и свойства крыла.

Методы исследования: изучение литературных источников, социологический опрос-анкетирование, теоретический анализ полученных данных.

В представленной работе проведено анкетирование, результат которого показал что малый круг общественности знает о факторах влияющих на аэродинамические свойства крыла авиамодели.

Широко представлен теоретический материал, описывающий историю создания летательных аппаратов, применение аэродинамики в природе и технике, а также проведен сравнительный анализ форм и материалов крыльев авиамоделей.

В ходе проделанной работы была подтверждена гипотеза: подъемная сила крыла зависит от аэродинамических характеристик крыла.

Г.Югорск, Муниципальное бюджетное общеобразовательное учреждение

«Зависимость аэродинамических свойств крыла от его характеристик»

Руководитель: Шутова Ольга Валерьевна, учитель физики.

Какой способностью хотели бы обладать люди на протяжении существования всего человечества? Многие не отказались бы летать, ведь это самая реальная из всех сверхспособностей, которую только можно придумать. Согласно истории, человек еще много лет назад хотел иметь летательную способность. Мечта о полёте встречается в мифах разных народов мира (например, о Дедале и Икаре в греческой мифологии, или о Пушпака Вимана в Рамаяне ). Первые попытки полёта были связаны с идеей подражать птице, символу свободы, целеустремленности и души. С течением времени были изобретены и усовершенствованы различные летательные аппараты, и до сих пор человек ищет рациональные способы изменения формы и свойств крыла в целом для уменьшения сопротивления, и как следствие увеличению аэродинамических способностей.

Развитие авиационной техники и, в частности, авиационной техники гражданского назначения, привело к созданию новых авиационных конструкций. Претерпели изменения и конструкции крыла самолета и состав механизации крыла.

Гипотеза : Определив зависимость аэродинамических свойств крыла от его характеристик, можно увеличить подъемную силу крыла.

Цель : выявить зависимость аэродинамических свойств крыла от его характеристик и подобрать оптимальный вид и состав крыла для увеличения подъемной силы и аэродинамических способностей авиамоделей.

1.Изучить историю изобретения и усовершенствования летательных аппаратов.

2.Провести анализ использования аэродинамических характеристик в сферах деятельности человека.

3. Изучить виды форм и материалов крыла.

4.Определить оптимальные характеристики состава и формы крыла для авиамоделей.

Объект исследования : аэродинамика крыла.

Предмет исследования : характеристики и свойства крыла.

Проблема: влияние характеристик крыла на подъемные способности летательного аппарата

Методы исследования: изучение литературных источников, социологический опрос-анкетирование, теоретический анализ полученных данных.

Авиационная наука и техника достигли больших успехов. К овладению воздушным пространством человек шел длительным и трудным путем, в процессе продвижения по которому научные наблюдения сочетались с практикой освоения полетов. Знать историю зарождения воздушных летательных аппаратов, этапы их развития и современное состояние должен каждый человек, работающий в этой отрасли промышленности или собирающийся специализироваться в ней.

Что касается самих фактов, то история гласит, что люди всегда хотели летать. В Древнем Китае, делали летающего змея, в пасти которого было горючее, которое и способствовало его летательным способностям. Леонардо Да Винчи, в эпоху Возрождения, сделал эскизы дельтаплана, аэроплана и летающего аппарата, похожего на вертолет. Но, для того чтобы поднять все свои изобретения в небо, ему не хватало одной, очень важной детали – мотора.

История знает много тех, кто изобретал разные приборы для полета, но все они были не столь удачными. Реальная возможность появилась в 1766 году, когда британец Генри Кавендиш изобрел водород. Именно с помощью этого открытия и совершили первый полет на аэростате в 1783 году. Тогда и началась эра воздушных шаров. После этого неуправляемые аэростаты, т. е. воздушные шары, которые перемещаются по воле ветра, не только стали популярным развлечением в Европе, но и успешно использовались в военных целях во время Гражданской войны в США и Франко-прусской войны в Европе.

В XIX веке учёные сосредоточились на создании управляемого воздушного шара (дирижабля) — и в 1852 г. француз Жиффар совершил первый полёт на дирижабле, оснащённом паровым двигателем. С появлением двигателя внутреннего сгорания дирижабли начали активно использоваться как для транспортного сообщения, так и в военных целях.

Автором первого технического проекта самолета в России является артиллерийский офицер Н. А. Телешов. Вместе с двумя компаньонами он в 1864 оформил за границей патент на сконструированный им многоместный пассажирский летательный аппарат с паровым двигателем. Внутри корпуса на верхней и нижней палубах предполагалось расположить места для пассажиров и багажный отсек, а в центре должна была стоять двухцилиндровая паровая машина.

Особое слово в области самолетостроения сказал А. Ф. Можайский. Известно, что в 1877 г. он предложил Военному министерству Российской империи осуществить постройку самолета. В предложенном им проекте говорилось о моноплане с одним тянущим и двумя толкающими винтами, с крылом в виде плоскости небольшого удлинения. Изобретателю пришлось строить полноразмерный самолет на свои собственные средства, поскольку правительство не оценило перспективности его идеи.

Тем не менее, все финансовые затруднения оказались разрешенными, и к 1883 г. был создан расчалочный моноплан с двумя паровыми двигателями и тремя винтами (один спереди и два по бокам). Прямоугольное деревянное крыло небольшого удлинения, выполненное по типу «чайка» (слегка выгнутое выпуклостью вверх), имело шелковую обшивку, пропитанную лаком для обеспечения воздухонепроницаемости.

В газетных заметках за 1909 г. содержатся сведения о пробном полете моноплана Можайского, который закончился аварией. Однако некоторые исследователи считают, что этому летательному аппарату так и не удалось оторваться от земли. Несмотря на ряд недочетов, конструкция Можайского была выполнена технически грамотно для своего времени ( Приложение 1 ).

Первые прототипы современных самолетов были сконструированы в начале ХХ века. Но все параметры конструкций проделывали интуитивно. Поэтому все попытки взлететь были провальные. Основу строительства самолётов — аппаратов тяжелее воздуха, чья подъёмная сила создаётся за счёт набегающего на крыло потока воздуха — создали эксперименты с планерами на рубеже XIX–XX веков. Многие изобретатели того времени применяли различные конструктивные решения, чтобы достичь управляемого полёта, но общепризнанный успех пришёл к братьям Райт. Американцы Орвилл и Уилбер Райт сумели разрешить целый комплекс проблем, связанных с конструкцией планера, двигателя и механизмов управления самолётом, и 17 декабря 1903 г. в Северной Каролине совершили первый задокументированный полёт самолёта на 260 метров. Спустя 2 года, их самолет преодолел 39 км. Приблизительно в это же время, в 1907 году, в воздух поднялся и первый пилотируемый вертолёт, сконструированный Полем Корню.

Практически сразу самолёты начали оцениваться с точки зрения военного применения, а начавшаяся вскоре Первая мировая война дала мощный толчок развитию военной авиации. В 20–30 годы всё активнее применяется алюминий вместо дерева как основной материал корпуса, развиваются пилотажно-навигационные приборы, а также стремительно развиваются самолётные двигатели — вплоть до появления первых реактивных двигателей в 1930-ых годах. Вторая мировая война потребовала не только усовершенствования конструкций самолётов, но и методов их производства — к концу войны их производили десятками тысяч в год.

Первыми серийными коммерческим реактивным самолётами стали американский Avro C102 Jetliner (1949 г.) и британский De Havilland Comet (1951 г.), причём «Кометы» начали использоваться на коммерческих рейсах британской авиакомпании BOAC уже в 1952 г.

В 1956 году советский «Аэрофлот» стал первой авиакомпанией в мире, осуществлявшей регулярные перевозки на реактивных самолётах Ту-104. А с появлением Boeing 707 и Boeing 747 коммерческие перевозки стали по-настоящему массовыми. В 1975 году «Аэрофлот» начал выполнять рейсы на Ту-144, первом сверхзвуковом пассажирском самолёте. Впрочем, век сверхзвуковой пассажирской авиации оказался недолог и прекратился к началу XXI века. Широкое применение реактивные сверхзвуковые самолёты нашли в военной сфере — от истребителей до бомбардировщиков дальнего действия.

Таким образом, история создания летательных аппаратов, их изменения и развития очень интересна и разнообразна. Постепенное усовершенствование старых изобретений, поиски новых деталей, правильный учет причин ошибок поднятия человека в воздух предыдущих лет привели к созданию современных летательных аппаратов удобных для пассажиров и персонала, обеспечивающего безопасность и комфортабельность полета, высокоскоростных и способных осуществлять транспортировку на большие расстояния без дозаправки ( Приложение 2 ).

В соответствии с практическим применением и методами определения аэродинамические характеристики разделяют на несколько классов:

Аэродинамические характеристики подъёмной силы, сопротивления аэродинамического и аэродинамического качества — зависимости указанных величин от угла атаки при различных значениях маха, числа полёта и числа Рейнольдса для каждой конфигурации летательного аппарата. К этому же классу относят балансировочные характеристики тех же величин для продольно сбалансированных летательных аппаратов ( т.е.Балансировка ) . Зависимости этого класса являются основными при определении аэродинамической схемы летательного аппарата, его параметров и летно-технических характеристик.

Аэродинамические характеристики продольной статической устойчивости — зависимости коэффициента момента тангажа (угловое движение летательного аппарата или судна относительно горизонтальной поперечной оси инерции ) от угла атаки или коэффициент подъёмной силы при различных значениях числа полета, числа Рейнольдса, центровках и углах отклонения органов продольного управления. Эти зависимости используются для определения положения фокуса аэродинамического, получения балансировочных характеристик и расчётов динамики продольного движения летательного аппарата.

Аэродинамические характеристики боковой статической устойчивости — зависимости коэффициента боковой силы, момента рыскания ( боковая сила, вызываемая боковым ветром, обычно не действуют в точке посередине колёсной базы) и момента крена (Боковая сила, вызываемая боковым ветром, воздействует на точку на транспортном средстве, расположенную на некоторой высоте. Этот момент оказывает лишь незначительное влияние на стабильность транспортного средства, во многом завися от свойств кинематического увода подвесок, от угла скольжения при различных углах атаки, числах маха, центровках и углах отклонения органов поперечного и путевого управления для каждой заданной конфигурации летательного аппарата. Эти зависимости используют для расчётов динамики бокового движения летательного аппарата.
Вращательные производные и производные устойчивости высших степеней (производные аэродинамического коэффициента по угловым и линейным ускорениям летательного аппарата) используют при расчётах и моделировании динамических возмущённых движений летательного аппарата.

Характеристики эффективности органов управления и шарнирных моментов — зависимости приращений и их производных аэродинамических сил и моментов от углов отклонения соответствующих органов управления, а также зависимости изменения шарнирных моментов от углов отклонения органов управления. Эти зависимости необходимы для проведения расчётов управляемых движений летательного аппарата, а также для выбора мощностей силовых приводов органов управления.

В настоящее время аэродинамические свойства учитываются не только при конструировании летательных аппаратов и авиамоделей, но и в сборке других транспортных средств. Ни для кого не секрет, что встречные потоки воздуха влияют на динамические и акустические характеристики транспортных средств, а также расход топлива. Чем менее обтекаемую форму имеет автомобиль, тем в большей степени набегающие воздушные струи сказываются на экономичности и наборе скорости.

Кроме того, аэродинамика учитывается при строительстве различных зданий и построек. Вопросы аэродинамики здания всегда считались достаточно важными, а в ряде случаев – определяющими для проектирования вентиляции здания, расчета воздушных потоков внутри здания, учета фильтрации воздуха при выборе ограждающих конструкций, а также оценки влияния здания на аэродинамический режим прилегающей территории. Кроме того, аэродинамика здания и связанные с ней внутренние воздушные потоки учитываются при расчете и проектировании воздушных завес, герметизации мусоропроводов и т. п. С другой стороны, аэродинамика зданий связана с изучением ветрового режима здания, рассеивания вредностей, расположения пешеходных дорожек, образования снегозаносов. В последние годы в связи со значительными масштабами проектирования высотных зданий, поисками возможностей использования в них естественного проветривания, оптимизации воздушных потоков внутри здания, а также использованием для энергоснабжения ветроэнергетических установок, встроенных в ограждающие конструкции здания, роль аэродинамики здания значительно возросла.

Исходя из вышесказанного, можно сделать вывод о том, что учет аэродинамических характеристик – важный пункт для создания крыльев авиамоделей, а также, человек, изучив явления аэродинамики в природе, применяет полученные знания в настоящее время не только при конструировании летательных аппаратов, но и во многих других сферах своей деятельности.

Конструктивной особенностью костюма является наличие дополнительных деталей – крыльев, расположенных между рукавами и станом куртки и между передними и задними частями брюк. На передних частях рукава куртки и передних частях брюк имеются специальные отверстия – воздухозаборники для наполнения костюма воздухом с образованием давления, необходимого для создания подъемной силы и продления фазы полета спортсмена ( Приложение 4 ).

Авиамоделирование – это разработка и создание летательных аппаратов различных размеров, классов и конструкций.

Летающая модель — уменьшенная копия летательного аппарата, содействуя научным открытиям, принесла человечеству огромную пользу. Модели играют большую роль в развитии авиации. На них проверяют идеи и технические новинки, ведут научные исследования. В настоящее время создана теория, которая позволяет использовать результаты опытов, проводимых с моделями в аэродинамических трубах, при расчетах натуральных самолетов. Принципы полета, картину многих явлений, происходящих с самолетами в полете, проверяют и изучают на летающих моделях.

В наши дни летающая модель — одно из средств приобщения к авиации огромной армии школьников. Тысячи их конструируют летающие модели в школах, на станциях и в клубах юных техников, в спортивно-технических клубах. Авиамоделизм — это и вид технического творчества школьников, и массовый военно-технический вид авиационного спорта. Дата рождения отечественного авиамоделизма — 2 января 1910 г. В этот день состоялись первые состязания летающих моделей. Самый дальний полет составил 17 м. Одним из организаторов этих состязаний был «отец русской авиации» Николай Егорович Жуковский, русский ученый, основоположник современной гидроаэродинамики. Содействовал распространению авиамоделизма К. Э. Циолковский, строивший и запускавший со своими учениками тепловые шары и воздушные змеи.

Мировой рекорд скорости полета кордовой модели установил М. Васильченко на соревнованиях в Ташкенте в 1957 г. — 232 км/ч. Абсолютный рекорд скорости — 301 км/ч установил на международных соревнованиях в Брюсселе И. Иванников. Такую скорость развила его кордовая модель с реактивным двигателем.

В настоящее время в нашей стране широко распространены следующие классы моделей:

1.Свободнолетающие: планеры, резиномоторные, комнатные модели самолетов и вертолетов.

2.Кордовые: скоростные, пилотажные, гоночные модели.

3. Радиоуправляемые модели самолетов и планеров.

Главной частью самолета является крыло. Работающий реактивный двигатель или винт винтомоторной установки тянет самолет вперед. Крыло при поступательном движении приобретает подъемную силу, которая позволяет самолету держаться и подниматься в воздухе. Подъемная сила на крыльях возникает за счет разности давлений воздуха над крылом и под крылом. Подъемная сила и лобовое сопротивление во многом зависят от формы профиля.

Крыло прямоугольной формы имеет самое высокое сопротивление на больших углах атаки. Однако такое крыло, как правило, имеет простую конструкцию, технологично и имеет очень неплохие срывные характеристики. Поэтому в настоящее время прямоугольное крыло в авиамоделях применяется, но чрезвычайно редко ( Приложение 5- B ).

Крыло трапецеидальной формы по величине воздушного сопротивления приближается к эллиптическому. Технологичность (конструктивная технологичность деталей, эксплуатационная) ниже, чем прямоугольного крыла. Получение приемлемых срывных характеристик также требует некоторых конструкторских ухищрений. Однако крыло трапецеидальной формы и правильной конструкции обеспечивает минимальную массу крыла авиамодели при прочих равных условиях ( Приложение 5- C ).

Использование в конструкции крыла композитных материалов и стремление конструкторов выжать из крыла максимально возможные характеристики привели к появлению крыльев комбинированной формы. Как правило, форма такого крыла образуется несколькими трапециями, при этом задняя кромка крыла прямая. Эффективное проектирование такого крыла предполагает проведение многочисленных продувок, выигрыш в характеристиках составляет несколько процентов по сравнению с трапецеидальным крылом. Применение такого крыла для планера самостоятельной постройки не имеет смысла ( Приложение 5- D ).

Самое большое преимущество треугольного крыла заключается в малом относительном удлинении. Но при нем возникает и развивается волновой кризис (изменение характера обтекания летательного аппарата воздушным потоком при приближении скорости полёта к скорости звука, сопровождающееся, как правило, ухудшением аэродинамических характеристик аппарата — ростом лобового сопротивления, снижением подъёмной силы, появлением вибраций и пр.), а также минус состоит в том, что возникают большие сопротивления и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большего потолка и радиуса действия ( Приложение 5- E ).

Стреловидное крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.

1.Увеличение скорости, при которой наступает волновой кризис ;

2.Медленный рост подъёмной силы в зависимости от угла атаки.

1.Пониженная несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации;

2.Увеличение поперечной статистической устойчивости по мере возрастания угла стреловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и поперечной устойчивостями самолёта и вынуждает применять вертикальное оперение с большой площадью поверхности, а также придавать крылу или горизонтальному оперению отрицательный угол поперечного V;

3.Отрыв потока воздуха в концевых частях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолёта;

4.Увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения;

5.Возрастание массы и уменьшение жёсткости крыла ( Приложение 5- F ).

Крылья обратной стреловидности имеют также ряд преимуществ и недостатков, но в основном не используются в конструировании авиамоделей.

Преимущества: позволяют улучшить управляемость на малых скоростях полёта, повышают аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов, компоновка такого крыла оптимизирует распределения давления на крыло и переднее горизонтальное оперение и позволяют уменьшить радиолокационную заметность самолёта в передней полусфере. Но такое крыло особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки, а также требует конструкционных материалов и технологий, позволяющих создать достаточную жёсткость конструкции ( Приложение 5- H ).

Немаловажный критерий, который может увеличить аэродинамические способности авиамодели – материал, из которого она сделана. Модель может быть изготовлена как из дерева (бальзы или липы и сосны), так и из гофропластика – материала, с виду напоминающего гофрированный упаковочный картон (подобные самолёты еще называют «картонычами») и пенопласта. У всех этих моделей есть свои плюсы и минусы. Деревянный самолёт имеет меньшую массу и существенно более высокие аэродинамические характеристики по сравнению с гофропластиковым. С другой стороны, самолёт из «гофры» практически невозможно разбить – он только мнётся и гнётся при ударах, от которых деревянный самолёт наполовину разваливается. Самолет из пенопласта также очень трудно разбить, а его легкость позволяет самолету показать все свои возможности без лишних проблем. Как правило, на «картонычи» и авиамодели из пенопластов устанавливается более мощный двигатель, чем на бальзовый тренер аналогичного размера.

Впрочем, из всякого правила бывают исключения, и существуют очень грамотно спроектированные «картонычи», по лётным характеристикам не уступающие моделям, сделанным из бальзы.

Кроме того, многие модели делаются из пеноплата. При рассмотрении этого материала можно убедиться, что этот дешевый легкий материал действительно имеет ряд преимуществ над другими материалами.

Плюсы: Самый доступный, дешевый, ремонтопригодный и универсальный материал. Легкий и достаточно прочный. Позволяет добиться любой формы для достижения копийности модели. Также позволяет изготавливать различные мелкие детали, что в дальнейшем при замене или ремонте становится менее затратно. Легко склеивается различными клеями.

Минусы: Менее устойчивый, чем EPO и EPP, разлетается на мелкие детали и куски, которые трудно поддаются восстановлению. Ремонт модели путем полной замены детали/деталей на новую или местного ремонта материала (длительный и трудоемкий процесс).

Плюсы: Он не пружинистый, как EPP, поэтому хорошо держит форму без дополнительного усиления, как бы не убиваемый, т.к. при нажатии пальцами не поддается к прогибу. Очень прочный материал, значительно сложнее поламать чем простой пенопласт, клеится циакрином. Легко восстанавливает форму под струей кипящей воды.

Минусы: Нет возможности получить более детальные и точные формы, как у обычного пенопласта EPS. Этот материал сам по себе тяжелый, тяжелей остальных EPS и EPP. При падениях он будет стираться, мяться, разламываться кусками.

Минусы: Из-за мягкости EPP, не возможно в изготовлении больших размеров, требует дополнительного усиления, что значительно утяжеляет конструкцию. Нет возможности изготовления моделей с четкими формами, невозможно добиться копийности. Не рекомендуется новичкам, несмотря на прочность. Крашеустойчивость иногда может пойти не только на пользу, но и во вред, может возникнуть привычка ронять модели. Но это сугубо индивидуально.

Как уже было сказано выше, модели, крылья которых изготовлены из дерева, имеют высокие аэродинамические характеристики по сравнению с остальными материалами. Поэтому, несмотря на развитие новых технологий, создание различных инновационных материалов (пенопласт, горфопластик), дерево – самый оптимальный вариант для авиамодели. Но какая древесина подойдет больше всех остальных?

Чий — многолетний злак, растет в Средней Азии. У стебля толстые стенки, внутри он заполнен мягкой пористой массой. Прочный и упругий материал. Можно применять на кромки, нервюры, распорки и другие детали схематических моделей. Недостатки — узловатость и непостоянная толщина.

Таким образом, несмотря на многообразие материалов и форм, для изготовления крыльев моделей летательных аппаратов, наиболее востребованным, подходящим из материалов для конструирования оказалось дерево-бальза, а из форм – эллиптическая ( Приложение 6 ).

Согласно второй гипотезе, люди, не связанные каким-либо образом с авиамоделированием, имеют ошибочное представление об оптимальных характеристиках крыла модели самолета. Для проверки выдвинутой гипотизы мною был проведен социальный опрос учеников 9-10 классов МБОУ «СОШ№3» г.Югорска.

Для исследования были заданы следующие вопросы:

Какой материал является самым лучшим (оптимальным) для изготовления крыла авиамоделей (нужное подчеркнуть)?

Дерево (Сосна, бальза, бамбук, липа, чий)

Самая оптимальная форма крыла для авиамодели:

Источник