Технический уровень авиационного изделия icon

Технический уровень авиационного изделия


Смотрите также:
Всовременном мире высоко ценятся изделия, выполненные своими руками...
Баталов В. С. Градостроительство, прогрессивные строительные конструкции, технологии...
Рабочая программа по литературе для 7 класса (Уровень: общеобразовательная программа...
Рабочая программа по литературе для 6 класса (Уровень: общеобразовательная программа...
Лекция 12. Денежная система государства и денежно-кредитная политика. (4 ч)...
Методология построения автоматизированных корпоративных информационных систем поддержки...
Тема: «Силуэт и стиль в одежде...
Образовательный стандарт высшего профессионального образования московского авиационного...
Конкурса тематика конференции...
Внедрение систем экологического менеджмента...
Методы, модели и алгоритмы автоматизированного проектирования оптимальных электромагнитных...
«Саратовский государственный технический университет имени Гагарина Ю. А.»...



Загрузка...
страницы: 1   2   3   4   5   6   7   8
вернуться в начало
скачать
Глава 2

^ ГИПОТЕЗЫ И ЗАКОНЫ АЭРОДИНАМИКИ.
КЛАССИФИКАЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ



2.1. Строение атмосферы


Атмосфера является средой полета различных летательных аппаратов. Она имеет сложное строение, однако условно ее делят на слои с указанием их особенностей. Наиболее характерными и интересными для авиастроителей имеют слои тропосфера, стратосфера, ионосфера и экзосфера [12 – 15, 19 – 20].

Тропосфера – часть атмосферы, граничащая с Землей (H = 10 – 17 км), где заметно тепловое излучение земной поверхности, где температура заметно уменьшается с удалением от Земли. В тропосфере образуются облака, дуют ветры, тут находится вся испаренная влага, меняется влажность, температура, направление ветра.

На верхней границе тропосферы температура остается постоянной. Далее по высоте располагается стратосфера. В стратосфере температура почти постоянна (~ до 30 км). Ветры там имеют постоянные направления и направлены против вращения Земли (происходит расслоение нижних и верхних слоев воздуха вследствие малого сцепления частиц воздуха).

Ионосфера характеризуется наличием свободных ионов и электронов и непрерывным повышением температуры. Границы ионосферы непостоянны (H ≈ до 200 км).

Экзосфера не имеет вообще границ. Это переходная зона от земной атмосферы к межпланетному пространству (H = от ~ 500 до 1000 км). Известно что:

50 % массы атмосферы расположено на высотах 0 – 5,5 км;

75 % массы атмосферы расположено на высотах 0 – 10 км;

94 % массы атмосферы расположено на высотах 0 – 20 км над уровнем моря.

Масса атмосферы составляет 1/1000000 массы Земли.

Свойства земной атмосферы и происходящие в ней явления изучает наука, называемая метеорологией. Свойства атмосферы используются нами для измерения высоты и скорости полета. От них зависят условия работы пилотов самолетов, тяга двигателя, подъемная сила самолета. Для устранения усложнений в полете (а то и катастроф) необходимо изучение аномальных явлений в атмосфере.

К аномальным явлениям относятся грозы, горизонтальные и вертикальные порывы ветра, турбулентные движения воздуха. Струйные течения воздуха могут быть со скоростью от 100 до 700 км/ч.

Воздух атмосферы является смесью газов: 78 % азота (N2), 21 % кислорода (O2), 0,94 % аргона (A2), 0,03 углекислого газа (CO2), 0,01 % водорода (H2) 0,01 % неона (Ne2) 0,01 % гелия (He2), 1,2 % пара. На высотах 30 – 50 км имеется озон (O3). Максимальное его количество находится на высоте ~ 35 км и составляет 0,00075 %, тогда как у Земли его только 0,00001 %. Фактически воздух состоит из отдельных молекул газов и не является сплошной средой (особенно на больших высотах).

Для практических целей авиационные науки нуждаются в установлении закона изменения с высотой основных параметров: как плотность, давление, температура воздуха, скорость звука, вязкость. Но эти параметры зависят еще и от времени года и суток, от случайных явлений в природе. При испытаниях приборов, систем и самолетов требуется проводить сравнение результатов в одинаковых условиях. Так возникла необходимость создания условной стандартной атмосферы (СА), являющейся схемой действительной атмосферы, в которой отсутствуют колебания, вызванные метеорологическими или астрономическими факторами.

На параметры стандартной атмосферы действуют государственные стандарты: ГОСТ 4401-81 (Атмосфера стандартная. Параметры), ГОСТ 3295-73 (Таблицы гипсометрические для геопотенциальных высот до 50000 м. Параметры), ГОСТ 5212-74 (Таблица аэродинамическая. Динамические давления и температуры торможения воздуха для скорости полета от 10 до 4000 км/ч. Параметры) и др. [31 – 33]. В отличие от стандартной атмосферы существуют атмосферы справочные, учитывающие широту местности и время года.

В стандартной атмосфере принимаются стандартными исходные параметры: ускорение свободного падения gс = 9,80665 м/с2; скорость звука aс = 340,294 м/с; средняя длина свободного пробега частиц воздуха lс = 66,328∙10-9 м; давление Pс = 101325,0 Па (760 мм рт. ст.), температура Кельвина Tс = 288,15 К; кинематическая вязкость νс = 14,607∙10-6 м2/с; динамическая вязкость μс = 17,894∙10-6 Па∙с; плотность весовая γс = 1,2250 кг/м3; плотность массовая

.

Закон изменения температуры воздуха на высотах от нуля до 11000 метров над уровнем моря следующий:

, (2.1)

где ^ Tн – абсолютная температура воздуха на высоте Н; а – температурный градиент, равный 0,0065 °С/м; Н – высота над уровнем моря; Т0 = 288 °К. Для Н > 11000 м Tн = 216,5 °К = const. Изменение барометрического давления для высот Н < 11000 м:

, (2.2)

где ^ Pн – давление на высоте Н; Pо = 760 мм рт. ст.; νо – весовая плотность (1,2255 кг/м3); а – температурный градиент (0,0065 °С/м).

Важнейшей характеристикой воздуха является его влажность. Относительная влажность может быть определена по формуле

, (2.3)

где ^ R – относительная влажность; q – абсолютная влажность – количество пара в граммах, содержащееся в 1 м3; Q – количество насыщающих паров при данной температуре в г/м3.

Предел насыщения воздуха водяными парами в зависимости от температуры приведен в таблице 2.1.

Таблица 2.1

t, °С

-30

-20

-10

0

+10

+20

+30

Q, г/м3

0,5

1,0

2,5

5,0

9,5

17,0

30,1

Важно обратить внимание на то, что при понижении температуры воздуха наступает перенасыщение, пар превращается в капли воды [13]. Самолетостроители и разработчики приборов и систем должны это учитывать в своей практике. В связи с этим явлением внутри самолета накапливается большое количество воды, которая пагубно влияет на работоспособность техники.


^ 2.2. Гипотеза сплошности газовой среды


Теория была введена в практику исследования Даламбером в 1744 году, а затем Эйлером в 1753 году в противовес корпускулярной теории Ньютона.

Воздух атмосферы представляет собой смесь различных газов. До принятия гипотезы сплошности исходили при экспериментах из того, что существует как бы смесь несвязанных между собой молекул газов, между которыми существуют дыры (сито).

Гипотеза сплошности в аэродинамике основана на том, что расстояние между молекулами воздуха и свободный пробег молекул малы по сравнению с обтекаемым воздухом телом. В связи с этим принимается, что воздух (и вода) однородная, сплошная, без разрывов масса [17, 19, 20].

Длина свободного пробега молекул зависит от числа молекул в единице объема, т.е. от плотности среды. Мы уже знаем, что вся масса воздуха находится в пределах тропосферы (высота Н ≤ 10…17 км) и что плотность сильно уменьшается с ростом высоты над уровнем моря. У Земли (Н = 0) в одном кубическом миллиметре содержится 2,7∙10+16 молекул воздуха при массовой плотности ρо ≈ 0,125 кг∙с24. На высоте Н = 160 км в том же объеме содер-

жится 1 молекула воздуха. А плотность воздуха, например, на высоте Н = 20 км, ρ20 = 0,008965 кг∙с24.

Длина свободного пробега по высотам в среднем распределяется следующим образом (таблица 2.2).

Таблица 2.2

Н, км

0

10

30

62

84

100

120

150

400

Lсв, см

8,6∙10-6

2,1∙10-5

4,8∙10-5

4,9∙10-2

0,5

6

1,3∙102

2,0∙103

5,5∙104


Некоторые ученые считают границей применимости гипотезы сплошности отношение длины свободного пробега молекулы воздуха к хорде крыла, равное 1/10+5.

Кроме плотности воздуха длина свободного пробега зависит от температуры (т.е. от скорости хаотического движения) и от размеров молекул. Средняя длина пробега молекул воздуха рассчитывается по формуле

, (2.4)

где К – отношение теплоемкости воздуха при постоянном давлении ср к его теплоемкости при постоянном объеме сv, т.е.

;

ν – кинематический коэффициент вязкости, м2/с; a – скорость звука в воздушной среде в м/с.

Так как параметры ν и a зависят от высоты над уровнем моря, то и параметр Lсв зависит от той же высоты (см. таблицу 2.2).

Критерием применимости гипотезы сплошности является число Кнудсена

или , (2.5)

где b – хорда крыла, δ – толщина пограничного слоя.

Окончательно, или другое значение коэффициента Кнудсена таково:

, (2.6)

где М – число Маха, Re – коэффициент Рейнольдса, равный

, (2.7)

где v – скорость движения в м/с, b – средняя хорда крыла в метрах, ν – коэффициент кинематической вязкости в м2/с (рис. 2.1).

Практический смысл гипотезы сплошности для специалистов в области приборостроения и самолетостроения состоит с возможности определения границ применения способов измерения воздушных параметров, например, манометрического метода при определении скорости, числа М, подъемной силы.



Рис. 2.1. Обтекание крыла потоком воздуха

По Ньютону получалось в его корпускулярной теории, что сопротивление движению есть результат ударов частиц о тело и равно:

, (2.8)

где ρ – плотность воздуха; v – скорость движения; S – площадь крыла.

Теперь мы уже будем знать, что формула неверна, она завышает силу сопротивления в два раза.

Область аэродинамики, рассматривающая движение твердых тел в сильно разреженном газе, называется супераэродинамикой [17].




Рис. 2.2. Границы областей аэродинамики и супераэродинамики:

I – Область супераэродинамики (потоки свободных молекул);

II – Переходная область – течение со скольжением (вместо полного торможения);

III – Область аэродинамики (газовой динамики, обычные потоки газа с большими скоростями)


Выводы из гипотезы сплошности:

Гипотеза упрощает исследование процессов движения.

Она позволяет рассматривать все механические характеристики жидкой среды – скорости, плотности, давления, числа М и т.д., как функции координат точки и времени. Эти функции предполагаются непрерывными и дифференцируемыми.

Из гипотезы сплошности следуют ограничения применимости методов измерения скоростных параметров. Например, манометрический метод может быть достоверно использован при Н ≈ 30000 метров над уровнем моря, при скоростях, соответствующих числу Re = 102…107.


При большом разряжении воздуха и при несоблюдении критерия Кнудсена воздушную среду нельзя считать сплошной. В этих условиях нельзя считать применяемым и принцип непрерывности течения потока воздуха. В этих условиях иными становятся законы образования силы сопротивления движению и подъемной силы. В свободномолекулярном потоке газа единственными силами воздействия газовой среды на движущееся тело являются силы ударов молекул газа о поверхность тела. Величину аэродинамических сил можно оценить по ударной теории Ньютона.


^ 2.3. Принцип обращенного движения


Принцип обращенного движения говорит о том, что аэродинамические силы не зависят от того, какое из двух взаимодействующих тел (газ или летательный аппарат) покоится, а какое находится в прямолинейном равномерном движении [19, 20]. При этом происходит замена системы: "Неподвижный воздух – движется объект" системой "Неподвижный объект – подвижный воздух". На этом основании считаются справедливыми результаты исследований в аэродинамических трубах. Это справедливо и в случае обтекания тела жидкостью.

Утверждается и обосновывается, что если одно и то же плоское крыло, например, (и сам самолет), обтекается потоком воздуха (жидкости) с одной и той же скоростью и одним и тем же углом атаки, но в противоположном направлении, то подъемная сила Y в обоих случаях будет одной и той же (равной друг другу).





Рис. 2.3. Две схемы обтекания тела потоком воздуха:

1 – прямой поток;

2 – обратный поток


Математически принцип обосновывается следующим образом.

, (2.9)

где , , – коэффициент давления.

При :

, (2.10)

или

Y1 = Y2 (2.11)

На практике могут встретиться многие сложности при применении принципа обращенного движения.

Точно принцип выглядит только теоретически, так как сложно учесть такие факторы как:

– точное достижение равномерности потока по сечению аэродинамической трубы, реки, бассейна;

– влияние стенок трубы, берегов и дна бассейна (реки);

– факт искажения потока испытуемым телом. В связи с последним сечение тела должно составлять 3 % и менее по отношению к сечению трубы (бассейна).

Первые опыты по определению сопротивления при движении проводились в натуральных условиях. Например, Галилей наблюдал падение тел в воздухе с большой высоты. Сопротивление определялось по результатам измерения высоты и времени падения тела. Эйлер (1905 г.) исследовал падение тела, скользящего по вертикально натянутой проволоке. Для этого использовалась Эйфелева башня. Тело падало с высоты 115 метров со скоростью 40 м/с. Применялся так называемый способ протаскивания, буксировки. Это использовалось для выбора оптимальных форм морского корабля при горизонтальном движении его в воде. Были попытки применения этого метода и при исследовании воздушных моделей, когда модель устанавливалась на движущуюся по рельсам тележку. Но способ при этом был связан с недостатками: ограниченная скорость, влияние тележки на поток воздуха, неравномерность движения тележки. Этот способ остался приемлемым для исследования морских судов, гидросамолетов. Лилиенталь (1874 г.) и др. использовали естественный ветер для определения силы сопротивления.

В авиации широкое применение нашла аэродинамическая труба, "воздуходувка", по Циолковскому. Известно, что первая труба появилась в 1884 году. К.Э. Циолковский в 1896 –1897 годах начал проводить систематические исследования в аэротрубе. В 1902 году появилась аэротруба Н.Е Жуковского с диаметром 1,2 м. К аэротрубам предъявляются большие требования. Равномерность скорости должна быть до 1 %, отклонение потока от оси трубы не более 0,1 %, тело в трубе не должно занимать более 3% рабочей площади трубы.


^ 2.4. Уравнение неразрывности движения потока


При обтекании тела частицы воздуха совершают сложное движение: поступательное, вращательное и деформационное (меняется форма и объем). С этим связаны типы обтекания: безвихревое (ламинарное) и вихревое (турбулентное) [20].

Уравнение неразрывности движения потока в математическом смысле представляет собой закон сохранения массы (основной закон природы) [20].

Это значит, что масса m в объеме W неизменна, то есть

, или: . (2.12)

Однако каждая составляющая ρ и W могут при этом изменяться:

. (2.13)

Последнее выражение и есть общее уравнение теории неразрывности движения потока жидкой среды (воздух, вода и т.п.). Частный случай общего уравнения – это установившееся движение, когда . Это относится и к несжимаемой жидкости.

Рассмотрим течение жидкости через отдельную струйку.




Рис. 2.4. Течение жидкости через струйку


Количество жидкости, поступающее в единицу времени в объем через торцевое сечение I площадью S1 и равное ρ1v1S1, будет таким же, как масса жидкости ρ2v2S2, вытекающая через противоположное сечение II площадью S2, то есть:

или (2.14)

Последнее уравнение представляет собой уравнение массового расхода жидкости (воздуха), секундный расход. Для контроля определим размерность уравнения массового расхода:

– размерность массы в технических единицах. Для несжимаемой жидкости v1S1 = v2S2, когда , а .


Рассмотренная гипотеза практически используется при обосновании характера обтекания тела в потоке, при обосновании формулы подъемной силы крыла, флюгарки ДАУ.


^ 2.5. Подъемная сила. Теорема Николая Егоровича Жуковского [17, 18, 20, 21]


На рисунке 2.5 представлено крыло в потоке воздуха, расположенное к оси потока под углом атаки α. Здесь Y – подъемная сила, Q – лобовое сопротивление, которое в 20 – 25 раз меньше подъемной силы Y.




Рис. 2.5. Крыло в потоке воздуха


В 1906 году Н.Е. Жуковский для крыла бесконечного размаха доказал теорему о том, что на такое тело (при наличии циркуляции Г вокруг него) действует подъемная сила Y. Закон основан на применении закона количества движения к массам жидкости, обтекающего крыло.






Рис. 2.6. Геометрические характеристики крыла:

bкорн – корневая хорда;

bконц – концевая хорда;

bСАХ – средняя аэродинамическая хорда


Н.Е. Жуковский рассматривал крыло бесконечного размаха, у которого отношения корневой хорды (bкорн) к концевой хорде (bконц) равно бесконечности, то есть при bконц ≈ 0 или: bкорн/ bконц ≈ ∞ [17, 18, 20, 21].

^ Теорема Жуковского формулируется следующим образом: если поток, имеющий в бесконечности скорость v и плотность ρ, обтекает цилиндрическое тело (крыло) и циркуляция скорости вокруг этого тела равна Г, то на тело со стороны жидкости будет действовать сила Y, перпендикулярная направлению скорости v и равная произведению циркуляции на плотность и скорость потока в бесконечности [17].

Математически теорема Жуковского может быть записана формулой:

, (2.15)

где l – длина части крыла бесконечного размаха, подъемную силу которой хотят определить.





Рис. 2.7. Геометрические параметры профиля крыла:

1 – средняя линия;

2 – хорда;

3 – кривизна абсолютная


Величина циркуляции была предложена Жуковским в виде

, (2.16)

где b – хорда профиля крыла, α – угол атаки крыла в радианах, – относительная кривизна профиля крыла (т.е. отношение кривизны к хорде).

Подставив последнее выражение (2.16) в предыдущее (2.15) получим:

. (2.17)

Положив bl = S (площадь крыла), в радианах, с учетом того, что суммарный угол обычно не превышает 15˚ ≈ 0,26 радиана, будем иметь:

. (2.18)

Как показала дальнейшая практика определения подъемной силы, выведенная теоретическая зависимость не полностью отражает действительность. Связано это с тем, что при выводе не был учтен пограничный слой вокруг крыла. В начале зарождения теории полета практика обгоняла теорию.

Как уже было сказано, для продувок аэродинамических тел в авиации служат аэродинамические трубы, в которых определяются реальные характеристики, в том числе и подъемные силы и силы лобового сопротивления конкретных тел.






Рис. 2.8. График зависимости безразмерного коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α:

1 – несимметричное тело;

2 – симметричное тело


На рисунке 2.8 приведена зависимость коэффициента подъемной силы Су от угла атаки. Практически подъемная сила определяется по формуле

. (2.19)

Коэффициент и зависит от многих конструктивных параметров обтекаемого тела (крыла):

, (2.20)

где λ – удлинение крыла, λ = l2/S; l – длина крыла; S – площадь крыла; η – сужение крыла, η = bкорн / bконц, bкорн – корневая хорда, bконц – концевая хорда крыла; χ – стреловидность крыла; М – число Маха; – относительная кривизна крыла.

Для крыла с большим удлинением (λ > 2) и сужением (крыло бесконечного удлинения) все перечисленные параметры имеют существенное влияние на величину коэффициента . Однако для крыла с малым удлинением коэффициент в основном зависит от удлинения. При этом малым удлинением считается величина .

У крыльев бесконечного размаха по опытным данным коэффициент 1/град ≈ 5,7 1/радиан. Для крыльев конечного размаха этот коэффициент меньше. Зная значение можно теоретически определить значение коэффициента подъемной силы для любого удлинения:

, (2.21)

где τ – поправочный коэффициент, равный τ ≈ 0,18.

Для точного определения значения всех коэффициентов крыло продувается в аэродинамической трубе.

Для крыла малого удлинения типа флюгарки коэффициент имеет следующую зависимость при М < 1:

. (2.22)

В таблице 2.3 со звездочкой приведены практические значения , а без звездочки по формуле (2.22).


Таблица 2.3

Λ

0,5

1,0

1,5

2,0

3,0

, рад

0,9*
0,8

1,6*
1,57

2,1*
2,35

2,6*
3,14

3,2*


Формула пересчета (2.21) мало пригодна для крыльев с малым удлинением, но хорошо приемлема для крыльев с большим удлинением (λ > 2). У крыльев с малым удлинением коэффициент значительно меньше коэффициента крыла с большим удлинением.






Рис. 2.9. Сравнение кривых Су (α) пластин больших и малых удлинений:

1 – λ > 2;

2 – λ < 2


Теорема Жуковского явилась основой теории полета и аэродинамики крыла. Она отвечает на вопрос: "Почему самолет летает?" Теорема Жуковского вместе с гипотезой о неразрывности движения потока объясняет принцип образования подъемной силы крыла самолета, особенности восприятия статического давления в ПВД и др.

На рисунке 2.10 показано крыло в потоке воздуха. Показано, что под крылом давление больше по сравнению с давлением над профилем крыла. Струи воздуха чтобы соединится в одной точке (разрыв не допустим) после прохождения крыла должны двигаться с разными скоростями, так как их пути следования разные. Верхний слой движется с большей скоростью, а значит давление над крылом меньше давления под крылом. Разность давления, умноженная на площадь крыла, создает подъемную силу.






Рис. 2.10. Характер обтекания крыла в потоке воздуха, установленного под углом атаки α к потоку:

- - - - – давление над крылом;

+ + + + – давление под крылом



Рис. 2.11. Гофрированное тело в потоке воздуха




Рис. 2.12. Распределение избыточного давления по поверхности гофрированного тела в потоке воздуха


На переднем участке, на гладком цилиндре используется принцип Пито, когда в лобовом отверстии воспринимается полное давление Рп, а на гладких параллельных потоку стенках прибора с отверстиями воспринимается статическое давление Рст.

Эффект ребристой поверхности используется в авиаприборостроении для компенсации погрешностей восприятия статического давления при помощи ПВД.

Например, если в месте установления ПВД на самолете погрешность имеет плюсовой знак, то для компенсации ее нужно взять статическое давление от камеры А с отрицательной погрешностью.

Это же явление используется для повышения чувствительности измерителя приборной скорости. И в этом случае статическое давление нужно взять в камере А. Тогда динамическое давление сформируется следующим образом:

(2.23)






Рис. 2.13. График динамического давления в зависимости от скорости:

1 – кривая до компенсации;

2 – кривая после компенсации с помощью гофрированного тела


На графике 2.13 видно, что новая кривая 2 круче стандартной кривой 1.

Идеально шар в потоке не имеет подъемной силы, если он не вращается. Стоит его закрутить, как появляется подъемная сила.




Рис. 2.14. Шар в потоке воздуха


При вращении ω шар будет иметь подъемную силу, так как Р1 > Р2. Это объясняется тем, что в верхней точке движение потока ускоряется, а в нижней точке замедляется.

Приведенные здесь положения не действуют в свободномолекулярном потоке. Там применима теория Ньютона, ударная теория. Из этой теории следует, что образуется только сила лобового сопротивления, подъемная сила отсутствует, так как сплошности нет, гипотеза о неразрывности не действует, циркуляции вокруг тела нет. Но практически в отличие от теории Ньютона небольшая подъемная сила появляется. Аэродинамическое качество К = Сy/Сx в свободномолекулярном потоке при диффузионном отражении молекул мало. Так, при М = 1 К = 0,5, а при М = 20 К = 0,1. Это подтверждает факт того, что эффективность несущей поверхности летательного аппарата в разреженной атмосфере мала.


^ Основные выводы о природе образования подъемной силы


Подъемная сила независимо от направления набегающего потока всегда направлена перпендикулярно этому направлению и лежит в плоскости симметрии самолета.

Подъемная сила может быть положительной, если угол атаки положителен, и отрицательной при отрицательном угле атаки.

Симметричные профили при нулевом угле атаки не создают подъемной силы.

Формула подъемной силы является полуэмпирической и не дает возможности найти теоретически наиболее выгодные формы профиля и крыла в плане. На эти вопросы отвечает теория крыла Н.Е. Жуковского.

При отсутствии циркуляции нет разности давлений и скоростей на верхней и нижней поверхностях обтекаемого тела, а, следовательно, нет и подъемной силы. Это значит, что при наличии подъемной силы в потоке должны существовать вихри.

Циркуляция вокруг несимметричных тел в потоке возникает самостоятельно, без помощи его вращения за счет разгонного вихря [17].



Рис. 2.15. Бесциркуляционное обтекание крыла.

При обтекании, изображенном на рис. 2.15, подъемная сила на крыле не образуется, так как давления над крылом и под крылом равны. При этом предполагается, что струйки движутся с одинаковой скоростью по контуру крыла как над крылом, так и под крылом. Задняя критическая точка К2 при этом должна оказаться на верхней стороне профиля. Но такое обтекание невозможно. При реальном обтекании точка К2 немедленно окажется у задней кромки крыла. Появляется вихрь вокруг крыла, и обтекание будет напоминать картину, изображенную на рис 2.10.


^ 2.6. Кармановские колебания


Все тела в зависимости от их формы и положения относительно потока обтекаются по-разному. В общем случае зависимость лобового сопротивления для самолета или его крыла в потоке под углом α известна:

.

Известно также, что сопротивление всякого тела в потоке есть сумма сопротивлений от нормальных напряжений (давлений на стенки) и от касательных напряжений (напряжений трения потока о стенки), распределенные по поверхности тела [20]:

, (2.24)

или в безразмерных коэффициентах

. (2.25)

Графически это можно представить так:





Рис. 2.16. Зависимость суммарного коэффициента Cx от угла атаки α


Коэффициент ^ Cx давл зависит от формы тела и может быть сведен либо до минимума, либо наоборот увеличен до максимума. Второе слагаемое Cx тр слабо зависит от формы тела и определяется в основном состоянием поверхности тела.

Критерием удобообтекаемости может быть отношение Cx давл / Cx . Чем меньше отношение, тем более удобообтекаемым является тело. Это значит, что у удобообтекаемого тела лобовое сопротивление возникает в основном от трения среды о поверхность тела (рис. 2.17).

На рисунке 2.17 пластинка является удобообтекаемым телом. Все лобовое сопротивление ее будет определяться трением воздуха о ее поверхность, а нормальные напряжения взаимно уничтожаются. Но поперечно установленная к потоку та же пластинка становится неудобообтекаемым телом (рис. 2.18). В этом случае ее лобовое сопротивление обусловлено давлением, распределенным по ее поверхности.





Рис. 2.17. Тонкая пластинка в продольно обтекаемом потоке

Рис. 2.18. Та же пластинка в поперечно обтекаемом потоке при


На рисунке 2.19 показана зависимость Cx от числа Re для удобообтекаемого тела. Зона I – зона ламинарного течения потока, II – смешанная зона (ламинарная и турбулентная), III – зона турбулентного течения. Точка А – критическая точка при Re = 9·104 – 1,1·105.



Рис. 2.19. Зависимость коэффициента Cx от числа Re для удобообтекаемого тела

На рисунке 2.20 показано неудобообтекаемое тело в потоке в виде шара. Зона I – при Re < 10 – зона без пограничного слоя, среда вязкая; II – 10 < Re <103 – область, где появляется пограничный слой, начало вихрей; III – 103 < Re < 105 – область, где образуются вихри, давление за шаром резко возрастает (скорость падает).



Рис. 2.20. Зависимость коэффициента Cx от числа Re

для неудобообтекаемого тела в виде шара. Шкала Re – логарифмическая


Для целей измерительных приборов (расходомеры, счетчики) используют свойства неудобообтекаемого тела в потоке воздуха, жидкости. При этом выбирают наиболее простое с технологической точки зрения тело – цилиндр, призму, дельта-тело и др. (возможны комбинации тел) [23].






Рис. 2.21. Образование кармановской дорожки


Образование вихрей в одной дорожке мешает их образованию в противоположной стороне. В связи с этим вихри образуются поочередно. Так за миделевым сечением образуются кармановские дорожки шириной h, с отношением постоянным для конкретного тела l/h. Для шара это отношение равно 0,281.

Частота срыва вихрей согласно критерию Струхала равна

, (2.26)

где v – скорость в м/с, d – характерный размер в метрах (диаметр шара, хорда крыла), С – число Струхала.

Для определения расхода жидкости или газа предлагается зависимость:

, (2.27)

где Q – расход, S – площадь наименьшего сечения потока вокруг обтекаемого тела. Но для этого необходимо постоянство коэффициента Струхала как можно при большем Re. Для цилиндра это число может быть 103 < Re < 105.

Кармановские колебания могут использоваться для измерения скорости воздушного потока в диапазоне Re = 300 - 2·105

. (2.28)

Кармановские колебания образуются, например, в потоке за флюгаркой в датчике аэродинамических углов и носят вредный характер. Под действием вихрей флюгарка колеблется, вносит дополнительную погрешность и уменьшает срок службы датчика. При необходимости можно использовать частоту колебаний флюгарки для коррекции метрологических характеристик ДАУ.




Рис. 2.22. Зависимость числа Рейнольдса для течения около круглого цилиндра




Рис. 2.23. Генераторы вихрей




Рис. 2.24. Схемы измерения частоты срыва вихрей


^ 2.7. Принцип аэродинамической интерференции


В данном случае под интерференцией понимается взаимное влияние элементов, частей конструкции самолета [17, 19].

Этот принцип устанавливает аэродинамическое взаимодействие между всеми элементами самолета, между крыльями, фюзеляжем, оперением. Силы этих элементов конструкции самолета суммируются. На этом основании можно отдельно изучать и испытывать эти элементы, а результат суммировать. Это объясняет и правомерность существования отдельной "Аэродинамики крыла" Н.Е. Жуковского, "Аэродинамики органов управления летательного аппарата", "Аэродинамики фюзеляжа", "Аэродинамики корпусов ракет" и др. Однако это не простое сложение характеристик отдельных элементов конструкции самолета. Наоборот, отдельно взятые элементы – корпус, крылья, оперение, рули, – будучи соединенными в единую конструкцию летательного аппарата как бы теряют индивидуальные аэродинамические характеристики и приобретают вследствие интерференции (взаимодействия) новые характеристики. Так, подъемная сила крыла, соединенного с фюзеляжем, увеличивается.


2.8. Гипотеза об отсутствии обратного влияния пограничного слоя на свободный поток


Эта гипотеза утверждает, что параметры внешней части пограничного слоя невязки, а сам пограничный слой вязкий. В связи с этим аэродинамика как наука разделилась на две: "Аэродинамика невязкой идеальной жидкости" и "Аэродинамика пограничного слоя".

Рассматриваются два вида движения: свободного (невязкого) потока и течения в тонком пристеночном слое газа – пограничном слое, где движение рассматривается с учетом трения [19, 24].


2.9. Принцип аддитивности внешних воздействий на летательный аппарат


Аддитивность (лат. – прибавляемый) – свойство величин, состоящее в том, что значение величин, соответствующее целому объекту, равно сумме значений величин соответствующих частей при любом разбиении объекта на части.

Этот принцип допускает отдельное, независимое изучение внешних воздействий на самолет, а результат суммировать. Внешними воздействиями могут быть температура, силы различного происхождения. Суммарные характеристики будут получены путем сложения изучаемых составляющих. Этим принципом пользуются и при определении характеристик приборов и систем при воздействии на них отдельных: вибрации, температуры, ускорений и т.д. Погрешности прибора (системы) складываются как независимые случайные величины [19].


^ 2.10. Классификация летательных аппаратов


Существует несколько способов летания:

Аэростатическое перемещение в тропосфере (шары, дирижабли).

Аэродинамическое движение в воздухе (жидкости) тел, тяжелее воздуха (самолеты, вертолеты, крылатые ракеты).

Баллистическое движение (пуля, снаряд).

Космическое ракетоплавание, основанное на теории ракетодинамики тел с переменной массой.

Перемещение на воздушной подушке.

^ Перечень летательных аппаратов:

- воздушный шар, дирижабль,

- планер,

- самолет,

- судно на подводных крыльях,

- судно на воздушной подушке,

- экраноплан,

- вертолет,

- ракета крылатая, ракета баллистическая,

- спутник планет, космический корабль.

Тип летательного аппарата, его способ летания, его технические характеристики определяют и технические характеристики аппаратуры – приборов и систем. Этим определяется необходимость глубокого изучения летательных аппаратов. Каждый тип летательного аппарата имеет свои особенности и сферу практического применения.

Воздушные шары и аэростаты основаны на аэростатическом принципе летания в воздушном пространстве. Этот аппарат легче воздуха, всплывает из плотных слоев воздуха к менее плотным слоям над уровнем Земли по закону Архимеда. К положительным свойствам аэростатов относится гигантская подъемная сила, создаваемая за счет большого объема. К его основному недостатку следует отнести слабую управляемость в связи с большой парусностью при больших объемах. Их можно применять только в тихую погоду.

Планер по конструкции аналогичен самолету, имеет все элементы самолета кроме силовой установки. Наилучший способ подъема на высоту – это буксировка с помощью самолета. Дальнейший полет – парение по восходящим и нисходящим воздушным потокам. Планеры используются для обучения пилотов, для приобретения навыков пилотирования, и изучения аэродинамики самолета. Кроме того, планер широко используется в спортивных целях. Может использоваться и в военных целях.

Самолеты можно разделить на сухопутные и гидросамолеты. В свою очередь сухопутные самолеты имеют различное назначение. К ним относятся гражданские самолеты, военные самолеты. По способу взлета самолеты можно разделить на самолеты, взлетающие после аэродинамического разбега и самолеты вертикального взлета.

К гражданским самолетам относятся пассажирские, учебные, санитарные, пожарные, аэросъемочные, спортивные, сельскохозяйственные, грузовые.

К военным самолетам относятся: истребители (для воздушного боя, для истребления самолетов противника, для охраны бомбардировщиков); бомбардировщики (для уничтожения сил противника в его тылу); штурмовики (для уничтожения на земле укреплений, вооружений и огневой силы противника).

Характерной особенностью гидросамолета является то, что местом посадки и взлета является водная среда. (Примером может быть самолет Бе-200).

Как бы промежуточным между сухопутными самолетами и гидросамолетами является самолет-амфибия (А-40). Отличительной особенностью такого самолета является его способность взлетать и садиться как с земли и на землю, так и с воды и на воду. Говорят, что самолет обладает амфибийностью.

Полет всех самолетов (и крылатых ракет, самолетов беспилотников) основан на аэродинамическом способе летания. При этом скорость самолета относительно воздуха создается силовой установкой, а подъемная сила создается крыльями и фюзеляжем по теореме Н.Е. Жуковского.

Спутники Земли и космические корабли перемещаются в мировом пространстве по законам ракетодинамики, в основе которых лежит теория полета ракет с переменной массой, основоположником которой является наш соотечественник Константин Эдуардович Циолковский (17.09.1857 – 19.09.1935 гг.).

В зависимости от типа силовой установки (двигателя) все самолеты можно разделить на следующие группы:

- самолеты с поршневым двигателем – винтомоторная группа – ВМГ;

- самолеты с турбореактивным двигателем – группа ТРД;

- самолеты с турбовинтовым двигателем – группа ТВД;

- самолеты (ракеты) с жидкостно-реактивным двигателем – группа ЖРД [25, 26].

^ Самолет с поршневым двигателем

До некоторых пор (до 1942 г.) применялись только поршневые двигатели, составляющие вместе с воздушным винтом винтомоторную группу – ВМГ.






Рис. 2.25. Характеристика винтомоторной группы:

а) мощность винта;

б) сила тяги того же двигателя


На рисунке 2.25а показана зависимость мощности винта Nв от скорости полета v, а на рисунке 2.25б – зависимость тяги Pв винта от скорости v. Известно, что , где N – мощность двигателя, ηв – КПД винта. Мощность двигателя мало зависит от скорости полета v, а падение ее при больших скоростях обусловлено падением КПД винта.

Сила тяги равна

. (2.29)

Она уменьшается как по причине возрастания скорости v, так и по причине уменьшения КПД винта. Здесь принято: Pв – сила тяги в кг, N – мощность двигателя в лошадиных силах (л.с.), v – в .

Поршневые двигатели не могли обеспечить самолету больших скоростей полета. На больших скоростях требуется значительное увеличение мощности двигателя. Например, для достижения скорости 1200 км/ч потребуется тяга винта 3500 – 4000 кг. При ηв = 0,7   0,8 мощность двигателя должна быть

л.с.

Такой двигатель будет иметь большой вес (около 13000 кг), большие габариты и громоздкий винт.

Есть еще одна существенная причина ограничений по скорости самолета с поршневым двигателем. Речь идет о волновом кризисе винта в потоке воздуха при большой скорости. Наступает режим сверхзвукового обтекания лопастей винта, наступает сильная турбулизация потока. Раньше всего сверхзвуковое обтекание наступает на концах лопастей винта, а дальше распространяется и к комлю его. Происходит "закипание" воздуха, КПД резко падает, винт испытывает сильные колебания и удары. По этой причине ограничиваются скорость полета и надежность силовой установки.

Поршневой двигатель обладает высокой экономичностью, т.е. сравнительно малым удельным расходом топлива ^ Се кг/л.с.час (килограмм топлива на одну лошадиную силу в час). Например, при Се = 0,22 кг/л.с.час и N = 2500 л.с. часовой расход топлива Gтоп Се · N = 0,22·2500 = 550 кг/ч.

Сказанное тут обуславливает целесообразность применения ВМГ на скоростях полета до 600 – 650 км/ч.

Максимальная скорость самолета с ВМГ определяется по формуле (приближенно):

км/ч, (2.30)

где ^ N – мощность двигателя на данной высоте полета в л.с., Δ – относительная плотность воздуха, S – площадь крыла в м2, δ – коэффициент в м2, величина которого зависит от количества двигателей и способа его охлаждения (жидкостное или воздушное) (δ ≈0,13– 0,2) [25].

Максимальная высота полета такого самолета определяется по формуле:

км, (2.31)

где ^ NН – мощность двигателя на расчетной высоте; Нрасч – высота полета, до которой сохраняются работоспособность двигателя без потери мощности; G – полетный вес самолета; S – площадь крыльев; λ – удлинение крыла.

Дальность полета самолета с ВМГ определяется приближенно по формуле:

, км, (2.32)

где ^ Gтоп – вес топлива в кг; vmax – максимальная скорость на данной высоте в км/ч; N – мощность двигателя на той же высоте в л.с.; Се – удельный расход топлива на той же высоте в кг/л.с.час; F – коэффициент, зависящий от числа двигателей (1,38 – для одного, 1,48 – для двух и четырех двигателей).

Длина разбега и длина взлетной дистанции определяется по формуле:

, м, (2.33)

где К = 0,75 для разбега, К = 2,1 для взлетной дистанции.

Посадочная скорость определяется по формуле:

км/ч. (2.34)

Самолет с турбореактивным двигателем

Стремление к получению больших скоростей привело к поиску новых принципов создания тяги летательного аппарата по сравнению с ВМГ. Еще Константин Эдуардович Циолковский (1930 г.) утверждал, что "за эрой аэропланов винтовых должна следовать эра аэропланов реактивных …". В 1937 году был совершен первый полет ракеты с жидкостным реактивным двигателем конструкции С.П. Королева. Первыми в нашей стране серийными самолетами с турбореактивными двигателями были истребители Як-15 конструкции А.С. Яковлева и МиГ-9 конструкции А.И. Микояна и М.И. Гуревича.

Так появились летательные аппараты с турбореактивными двигателями (группа ТРД). Согласно закону об изменении количества движения сила тяги в группе ТРД равна секундному увеличению количества движения газового потока, проходящего через силовую установку и обтекающего его снаружи:

, (2.35)

где v – скорость полета, с5 – скорость вытекающего из сопла газа (м/с); Gв – секундный расход воздуха на входе в двигатель (кг/с); g – ускорение силы тяжести (м/с2).






Рис. 2.26. Изменение мощности (а) и тяги (б) ТРД в зависимости от скорости полета


Из рисунка 2.26 видно, что тяга ТРД незначительно зависит от скорости полета, зато мощность его при этом возрастает. Этим объясняется то обстоятельство, что ТРД заняли господствующее положение в авиации и ракетостроении для полетов на скоростях с 800 … 850 км/ч и выше. Недостатком ТРД по сравнению с ВМГ является плохая экономичность. Удельный расход ТРД Се ≈ 0,8 кг/кг тяги час. Поэтому, например, при тяге P = 3000 кг часовой расход топлива составит:

кг/ч.

Это значит, что часовой расход топлива ТРД значительно выше, чем для поршневых двигателей.

Максимальная скорость полета самолета с ТРД:

, км/ч, (2.36)

где a – скорость звука (м/с) на данной высоте; Mкрит – критическое число М начала волнового кризиса; ∆ – относительная плотность воздуха на высоте полета; Р – тяга двигателя на той же высоте.

Потолок полета самолета определяется ориентировочно по формуле:

, км, (2.37)

где Р0 – тяга у земли; Кмах – максимальное качество самолета, которое может быть равным 14 – 15 (К = Y/Q = Cy/Cx).

Дальность полета самолета:

, (2.38)

где vmax – максимальная скорость на данной высоте в км/ч; РН – тяга на данной высоте в кг; Се – удельный расход топлива в кг/кгтяги час; F1 – коэффициент, равный 1 для истребителя и 1,1 для бомбардировщика.

Длина разбега:

, м. (2.39)

Скорость посадки определяется по формуле:

, км/ч. (2.40)

Самолет с турбовинтовым двигателем.

Стремление найти оптимальный двигатель, который позволил бы летать со скоростью 700 … 900 км/ч, привело к созданию промежуточного двигателя частично со свойствами ВМГ и ТРД. Таким двигателем оказался турбовинтовой двигатель (ТВД).






Рис. 2.27. Зависимость мощности и тяги в ТВД от скорости полета:

а – мощность винта;

б – тяга винта


Мощность, отдаваемая ТВД, равна:

. (2.41)

Суммарная тяга такого двигателя (установки) равна:

.

По экономичности ТВД занимает промежуточное положение между ВМГ и ТРД. Например, при Се = 0,28 кг/л.с. час и N = 3000 л.с. часовой расход топлива равен

км/ч.

^ Самолет с жидкостно-реактивным двигателем

Что касается установки с жидкостно-реактивным двигателем (ЖРД), то он отличается от турбореактивного двигателя в основном тем, что работает на горючей смеси, окислитель которой находится на борту самолета. В связи с этим тяга его не зависит от высоты полета.






Рис. 2.28. Зависимость мощности (а) и тяги (б) ЖРД от скорости полета


Эти двигатели обладают крайне низкой экономичностью. При Се = 16 кг/кг тяги час и Р = 2000 кг часовой расход топлива равен

кг/ч,

В связи с этим такие двигатели используют короткое время (5…10 мин) в форсажных двигателях. Их преимуществом является независимость от высоты полета, легкость, компактность.

^ Судно на подводных крыльях

Эффект судна на подводных крыльях заключается в подъеме фюзеляжа судна из воды в воздух. Сопротивление движению судна в этом случае уменьшается пропорционально уменьшению плотности среды движения. Движение в воде заменяются движением в воздухе (в воде остаются только крылья) [26 – 27].

При этом подъемная сила и сила сопротивления возникают по законам аэродинамики по аналогии с самолетом:

, ,

где Сy и Cx – коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления, ρ – плотность среды, S – площадь крыла.

Плотность воды в 816 раз больше плотности воздуха при Н = 0 км. Скорость СПК = 60 – 70 км/ч (в 10 раз меньше скорости самолета).

Ограничение по скорости наступает из-за кавитации, ("закипания" воды) на поверхности подводного крыла при скорости 80 км/ч (ориентировочно). Однако это уже скорость почти автомобиля, почти 2 – 3 раза больше скорости движения обычных судов по воде.

Недостаток – слабая устойчивость при больших волнах. Поэтому морские СПК не нашли широкого распространения, хотя попытки к этому имеются.

Впервые СПК появились в Германии (инж. барон Ганс фон Шертель). В 1927 году Шертель организовал фирму "Сукромар Лимитед". В России выдающаяся роль принадлежит Р.Е. Алексееву (1916 – 1980 гг.). В 1957 году было построено СПК "Ракета" на 66 мест, а потом "Волга", "Метеор", "Беларусь", "Чайка". Скорость движения расчетная – 60   80 км/ч.

^ Судно на воздушной подушке

Экранопланы вместе с судами на подводных крыльях и на воздушной подушке образовали новый класс судов на динамических принципах поддержания движения. Эффект экраноплана заключается в использовании сверхмалой высоты полета, в использовании воздушной подушки, экранного эффекта. Оптимальная высота полета Н = 0,5 хорды крыла.

Самолеты и вертолеты тоже летают на малых высотах, особенно вертолет. Но для них малая высота не является оптимальной с точки зрения экономичности режима полета. Это полет по необходимости выполнения целевой задачи.

Одним из примеров использования экранного эффекта является судно на воздушной подушке (СВП).

Подъемная сила у СВП образуется благодаря повышенному аэростатическому давлению в пространстве между корпусом аппарата и опорной поверхностью (вода, Земля). Давление создается нагнетателями подъема. Для этого используется часть бортовой мощности (около 30 %) независимо от скорости. При этом давление на корпусе создается до 100 Па (0,75 мм рт. ст.).






Рис. 2.29. Принцип взлета СВП


К особенностям судна на воздушной подушке относятся: относительно высокая скорость полета (≈ 100 км/ч), способность летать над водой, над землей на малой высоте, отсутствие необходимости в дорогах, отсутствие необходимости в аэродромах, большая грузоподъемность, высокая экономичность, отсутствие вредного воздействия на воду, землю, высокая безопасность.

Экранный эффект – это очень крутая зависимость подъемной силы Y крыла от расстояния днища СВП до подстилающей поверхности ,






Рис. 2.30. Зависимость подъемной силы от относительной высоты полета


,

где H – высота полета. При ≥ 0,7 экранный эффект пропадает.


Экраноплан

Экраноплан – это летательный аппарат, который для перемещения использует статическую воздушную подушку на малых скоростях и динамическую воздушную подушку на больших скоростях.

Внешне ЭП (экраноплан) похож на самолет с крыльями малого удлинения, которые заканчиваются концевыми шайбами. Они имеют носовой и кормовой двигатели. При разгоне носовой двигатель работает в режиме поддува, направляя газовую струю под крыло для создания статической воздушной подушки. Она уменьшает гидродинамическое сопротивление. После отрыва судна от подстилающей поверхности поддув прекращается и статическая подушка заменяется при движении динамической подушкой за счет скоростного напора. Под крылом происходит подтормаживание воздуха, увеличение давления на нижнюю поверхность профиля. Так образуется динамическая воздушная подушка в отличие от статической подушки в СВП. При очень малых высотах полета давление может достигать давления скоростного напора , но практически используется 40 – 50 % его из-за колебаний поверхности под судном.

Попытка разработать летательный аппарат типа "экраноплан" была осуществлена еще в 30-х годах XX века. Однако практическое применение этот аппарат нашел только в 60-х годах благодаря усилиям ЦКБ под руководством Р.Е. Алексеева в Нижнем Новгороде. Появились такие экранопланы как: См-5 (1963 г.) Км (1967 г.), Орленок (1979 г.), Лунь (1986 г.).

Условно все экранопланы делятся на группы:

Малые ЭП: длина судна до 10 м, дальность полета 300 – 500 км, скорость полета 100 – 200 км/ч, высота волны воды до 30 см, число пассажиров – несколько человек. Примером в этой группе может быть "Волга-2" со скоростью до 120 км/ч.

Средние ЭП: масса судна до 300 т, дальность полета до 2000 км, скорость полета до 200 км/ч, высота волны воды до 2 м, число пассажиров до 150 – 200 человек.

Большие ЭП: масса судна 500 – 550 т, дальность полета до 10000 км, скорость полета 600 – 800 км/ч, высота волны воды 6 – 8 м.

Этот новый вид судна, по мнению специалистов (особенно военных), имеет большие перспективы. Не случайно, что в США был объявлен конкурс по созданию морского ЭП со скоростью перемещения до 180 узлов с большой грузоподъемностью. С этой задачей пока не справилась ни одна фирма США.

Есть сведения, что в 1989 году в Ленинграде был создан ЭП под маркой РКВП, ракетный корабль со скоростью перемещения более 110 км/ч. Однако с большей сенсацией американцы сообщили, что зафиксировали движение морского судна (надводного) со скоростью 500 км/ч. Если это так, то свершилось чудо. Появились сведения в российской печати, что такое судно действительно есть, и его марка – БОРА.

Какие же особенности требований к аппаратуре на ЭП:

Повышенная точность и надежность управления по относительной высоте , углу крена γ, углу тангажа υ, скорости полета v в связи с тем, что высота полета сверх малая.

Повышенные требования по быстродействию аппаратуры управления и контроля.

При расчетах метрологических характеристик рекомендуется принимать мгновенное, а не среднее значение скорости полета.

С целью достижения максимальной достоверности и безопасности полета за погрешность параметра принимается ее максимально возможное значение.

Для ориентации приведена таблица 2.4 параметров для экраноплана [27].


Таблица 2.4

Параметр

Диапазон

Погрешность

Постоянные времени, сек

Высота полета, м

0 - 15

0,1

0,05

Крен, град

± 20

0,1

0,1

Тангаж, град

- 10 + 15

0,1

0,2

vy, , м/с

± 1

0,01

0,05

, град/с

± 5

0,03

0,05

υ, град/с

± 5

0,03

0,1

Воздушная скорость v, м/с

0 - 200

0,5

0,1

Путевая скорость w, м/с

0 - 200

0,5

0,5

Угол скольжения, град

± 10

0,3

0,2

Курсовой угол ψ, град

0 - 360

0,3

0,2


Вертолет

Вертолет среди всех видов летательных аппаратов отличается своими оригинальными режимами полета:

Способностью взлетать и приземляться практически в любом месте, на необорудованной площадке, на крыше дома, на подвижное морское судно, на автомобиль и т.д.;

Висеть над определенной точкой Земли, меняя ее при выполнении работ на околонулевых скоростях;

Перемещаться во всех направлениях в пространстве – вверх-вниз, вперед-назад, вправо-влево, поворачиваться вокруг любой своей оси;

Совершать полет со снижением при отказе двигателей на режиме авторотации.

Эти свойства определяют области практического применения вертолета в различных целях народного хозяйства (строительство, опыление полей, перевозка грузов), в военных целях.

Эти же свойства определяют и особенности приборов и систем, обеспечивающих режимы полета вертолета [28 – 29].

Особенности пилотажно-навигационного оборудования обусловлены принципом создания подъемной силы, режимами полета и характером обтекания фюзеляжа воздушным потоком, в том числе потоком от несущего винта (НВ).

Подъемная и движущая сила на вертолете создается одним и тем же элементом конструкции – несущим винтом, омывающим в процессе работы весь фюзеляж (на малых скоростях в особенности). В связи с этим на вертолете практически отсутствуют места на фюзеляже с установившемся воздушным потоком, что резко осложняет восприятие давления Рп, Рст и температуры Тн.

В условиях возмущенного потока необходимо измерять скорости полета во всех направлениях, начиная с нуля; аэродинамический угол атаки, высоту полета, полное, статическое и динамическое давления, температуру наружного воздуха (Тн).

С учетом этих особенностей строятся все пилотажно-навигационные приборы и системы, измерительно-вычислительные комплексы типа СЭИ, КИСС, СВС, СПКР.

Рассмотрим, как же образуется полезная тяга вертолета.

Несущий винт состоит из нескольких (3, 6, 8) лопастей, вращающихся вокруг оси над фюзеляжем. Фюзеляж висит на винте. Каждая лопасть в отдельности представляет собой крыло. Ее подъемная сила образуется по известным законам аэродинамики, когда подъемная сила , где α – угол лопасти по отношению к вектору потока воздуха. Однако приближенно можно представить, что вместе все лопасти представляют собой вращающийся диск. В этом случае тяга несущего винта (НВ) определяется так:

, (2.42)

где ^ Ст – коэффициент тяги; F – ометаемая площадь диска НВ; ρ – плотность воздуха; ω – угловая частота вращения НВ; R – радиус НВ; v – скорость перемещения конца лопасти, v = ω R.

Частота НВ практически постоянна, редукция от двигателя постоянна, т.е. ωR постоянна. Предельное критическое значение v = ω R ограничивается критическим значением числа М на оконечности лопасти:

, или ,

где а – скорость звука. За пределами vкр наступает волновой кризис, подъемная сила падает.

Практически м/с (220·3,6 ≤ ≈ 800 км/ч). При этом под скоростью подразумевается результирующая скорость vрез = ωR ± vполета. Скорость полета вертолета зависит от угла атаки лопасти и угла наклона диска несущего винта. В формуле (2.42) скрыта зависимость тяги от скорости полета вертолета, т.е. поступательного движения НВ относительно воздуха. Практически тяга НВ есть функция многих параметров:

, (2.43)

где χ – коэффициент использования площади НВ, ; vв – скорость вертолета, поступательная; v1 – скорость подсасывания; α – угол атаки лопасти; F – площадь НВ.

Для разных режимов полета вертолета тяга определяется так:

– для режима висения, (2.44)

– для косого движения, (2.45)

где v1 – скорость подсасывания или средняя индуктивная скорость в плоскости вращения НВ; vв – скорость вертолета.

В режиме висения тяга Т и вес G вертолета равны между собой, т.е. Т G, откуда имеем:

. (2.44)






Рис. 2.31. Образование тяги вертолета:

v1 – скорость подсасывания;

v2 – скорость отбрасывания;

v2 = 2v1


Винт конкретного типа вертолета имеет определенную удельную нагрузку на ометаемую площадь, которая определяется как р = G/F, кг/м2. Зная, что скорость отбрасывания v2 = 2v1, по формуле (2.46) можно определить ее минимальное значение на режиме висения, таблица 2.5:


Таблица 2.5

Тип вертолета

Ми-1

Ми-2

Ми-8

Ми-6

Тяжелый

Удельная нагрузка р, кг/м2

14,2

21,5

31,2

42,1

60

v2, м/с при Н = 0

15,6

19,0

23,0

27,0

32,2

v2, м/с при Н = 1000 м

16,4

20,0

24,0

28,2

33,8

v2, м/с при Н = 2000 м

17,2

20,8

25,2

29,6

35,4


Важно отметить, что минимальные скорости отбрасывания, приведенные в таблице 2.5 достаточно велики (от 51,12 до 127,4 км/ч), что дает уверенность в точном измерении отбрасываемого потока воздуха известными способами. Этот факт нам пригодится при исследовании специальных измерителей малых скоростей.

Характерным отличием лопасти НВ от крыла самолета является ее большое удлинение λ. Так, для Ми-8 λ = 20,47; для Ми-6 λ = 17,5; для Ка-32 λ = 16,56. Как уже было сказано выше, вертолеты могут быть как одноосные, так и двухосные. Для двухосного вертолета характерна его компактность, минимальные продольные габариты. В связи с этим момент инерции вертолета с двухосным винтом относительно вертикальной оси Jy-y в 1,5 – 2 раза меньше, чем у одноосного вертолета.


^ Спутник Земли

Как было сказано выше, космическое ракетоплавание основывается на теории ракетодинамики тел с переменной массой, когда справедлива формула скорости, обоснованная Э.К. Циолковским:

, (2.47)

где v – скорость ракеты; v1 – скорость истечения газов двигателя ракеты; m1 – масса ракеты; m2 – масса топлива ракеты.

Чтобы вывести спутник на круговую орбиту, ему нужно придать такую скорость движения по орбите, чтобы центробежное ускорение спутника уравновесилась притяжением его к Земле. Тогда спутник окажется в состоянии невесомости и будет двигаться по траектории, для которой выполняется условие равновесия [30]:

, (2.48)

где v – линейная скорость движения спутника по орбите, так называемая первая космическая скорость; Н – высота спутника над уровнем Земли; g – ускорение силы тяжести на этой высоте; R – радиус Земли. принимается, что ускорение силы тяжести обратно пропорционально квадрату расстояния от центра Земли:

, (2.49)

где g0 – ускорение у поверхности Земли, тогда:

, (2.50)

или . (2.51)

Если перейти к угловой скорости ω вращения спутника по круговой орбите, то:

. (2.52)

Период одного оборота:

. (2.53)

Положив в (2.51) Н=0, получим первую космическую скорость у поверхности Земли:

. (2.54)

Подставляя в (2.51) и (2.52) различные высоты Н, получим таблицу скоростей (таблица 2.6) движения спутников по круговым орбитам на различных высотах.

Таблица 2.6

Н, км

0

100

200

300

400

500

1000

10000

35870

v, км/с

7,91

7,84

7,78

7,72

7,66

7,61

7,34

4,76

3,06

ω, об/сутки

17,0

16,6

16,2

15,8

15,5

15,2

13,8

3,8

1


Из таблицы видно, что при Н = 35870 км спутник будет делать один оборот в сутки, т.е. он будет вращаться синхронно с Землей. Он будет "висеть" над определенной точкой Земли.

Чтобы спутнику покинуть Землю, он должен иметь скорость большую, чем первая космическая скорость:

, (2.55)

где Н – высота, с которой спутник уходит от Земли.

Если спутник стартует с поверхности Земли (Н = 0), то:

. (2.56)

Чем больше Н, тем скорость w меньше. В связи с этим спутник выгоднее запускать с тяжелых спутников Земли, которые вращаются вокруг Земли на расстоянии от нее Н.

Пока спутники запускаются только с космодромов, расположенных в определенных точках Земли и вращаются на орбите, наклоненной под определенным углом к плоскости экватора. Наши российские космодромы Байконур, Плесецк и Свободный слишком удалены от экватора. Поэтому наклонение орбит спутников были не менее 51 градуса.

Американские космодромы находятся ближе к экватору и ближе к океану, куда можно сбрасывать отработанные ступени аппаратов.

"Северность" наших космодромов вынуждает больше тратить топлива при выводе аппаратуры, так как меньше работает эффект вращения Земли. Это приводит к удорожанию запусков спутников. В связи с большими наклонениями орбит наших спутников южные широты Земли нами не могут контролироваться. Там полное господство американцев. Тут можно усмотреть коммерческий и военный аспекты вопроса. С этим Россия мириться не может и поэтому идет поиск выхода из этой ситуации.

Сейчас во всем мире идет борьба за обладание мотором будущего, гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем – ГПВРД. Победитель приобретет мощное оружие и дешевое средство для вывода грузов на низкие орбиты. Конструктивно двигатель ГПВРД представляет собой открытую с двух сторон трубу с сужениями по сечению. С помощью вспомогательного "движка" он разгоняется до большой скорости и воздух в сужении сильно сжимается без всякой турбины. В нужном месте впрыскивается топливо и ГПВРД развивает фантастическую тягу, способную разгонять аппарат до скорости с М = 15 - 35, тогда как даже самые быстроходные ракеты достигают М = 6 – 7.

Аппарату с таким двигателем не нужно с собой возить окислитель (кислород) для горения топлива на малых высотах. Этим он отличается от аппарата с ЖРД.

Горючим в ГПВРД служит экологически чистое топливо – жидкий водород, выхлоп от сгорания которого – водяной пар. Сдерживающим фактором в разработке ГПВРД является отсутствие средств разгона воздуха или самого аппарата в процессе исследований до скорости более М = 10.

А пока НПО "Молния" во главе с его главным конструктором Глебом Лазино-Лазинским предлагает проект МАКС – уникальную систему, способную с малыми затратами осваивать ближний космос. В качестве носителя-разгонщика предлагается использовать самолет Ан-225 (Мрия).

В заключение второй главы приведем схему диапазонов скоростей рассмотренных летательных аппаратов (рис. 2.32)




Рис. 2.32 Диапазоны скоростей летательных аппаратов






оставить комментарий
страница2/8
Дата01.12.2012
Размер2.28 Mb.
ТипДокументы, Образовательные материалы
Добавить документ в свой блог или на сайт

страницы: 1   2   3   4   5   6   7   8
отлично
  5
Ваша оценка:
Разместите кнопку на своём сайте или блоге:
rudocs.exdat.com

Загрузка...
База данных защищена авторским правом ©exdat 2000-2017
При копировании материала укажите ссылку
обратиться к администрации
Анализ
Справочники
Сценарии
Рефераты
Курсовые работы
Авторефераты
Программы
Методички
Документы
Понятия

опубликовать
Загрузка...
Документы

Рейтинг@Mail.ru
наверх