О.М.Трюхан. Аеродинамічні характеристики крила

1. ЛЕКЦІЯ 5. АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРИЛА ЛІТАКА

О.М. ТРЮХАН
ДИСЦИПЛІНА
«ОСНОВИ ВИКОНАННЯ ПОЛЬОТІВ ПС»
ЛЕКЦІЯ 5.
АЕРОДИНАМІЧНІ
ХАРАКТЕРИСТИКИ КРИЛА
ЛІТАКА

2. ЛЕКЦІЯ № 5. Тема: АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРИЛА ЛІТАКА

План лекції
Питання 1. Призначення крила. Геометричні характеристики крила.
Питання 2. Кут атаки крила. Підйомна сила та сила лобового опору крила,
складові сили лобового опору. Коефіцієнти аеродинамічних
сил та фактори, які на них впливають.
Питання 3. Аеродинамічна якість крила, її вплив на дальність
та тривалість польоту.
Література:
1. Повітряний кодекс України: Закон України від 19 травня
2011року № 3393-VI.URL: https://zakon.rada.gov.ua/laws/ show/3393-17.
10.
2. Загальні правила польотів у повітряному просторі України:
Наказ Державної авіаційної служби України від 06.02.2017 № 66/73.
Зареєстровано в Міністерстві юстиції України 23 травня 2017 р. за №
654/30522. Про затвердження Авіаційних правил України.
3. Прийнятні методи відповідності (АМС) та інструктивний
матеріал (GM), що роз’яснюють положення Авіаційних правил
України «Технічні вимоги та адміністративні процедури для льотних
екіпажів цивільної авіації»: Наказ Державіаслужби від 12 березня
2018 року № 220.
4. Керівництво з навчання членів кабінного екіпажу з
урахуванням аспектів забезпечення безпеки. ІСАО, DОС 10002.
Канада. Монреаль, 2014.-276 с.
5. Технічні вимоги та адміністративні процедури для льотних
екіпажів цивільної авіації: Наказ
Державної авіаційної служби
України від 20.07.2017 № 565.
6. Скорочення та коди ІСАО. Канада, Монреаль, ІСАО, Doc. 8400
7. Практична аеродинаміка неманеврених літаків / Під ред.
М. М. Лисенко. М.: Воєнвидав, 1977. 439 с.
8. Трюхан О.М. Принципи польоту. Навчальний посібник. –К.:
НАУ. 2018.135 с.
9. Трюхан О.М. Аеродинаміка та динаміка польоту транспортних
літаків. Навчальний посібник. –К.: НАУ. 2019. 140 с.

3.

Зміст лекції
Питання1. Призначення крила. Геометричні характеристики крила.
Основні частини літака: крило, фюзеляж, оперення, шасі, силова установка,
бортові системи та обладнання.
Аеродинамічні характеристики літака в основному визначаються крилом, а
також оперенням, фюзеляжем, шасі (випущено, прибрано), мотогондолами двигунів
(частинами, які омиваються повітряним потоком).
Основне призначення крила – створення підйомної сили та керуючого моменту
крену (за допомогою елеронів).
Несучі властивості створюють також фюзеляж, оперення.
На крилі, як правило, розташовані: органи поперечного керування (елерони,
флаперони, інтерцептори), механізація передньої і задньої кромок (передкрилки,
відхиляємі носки, закрилки, елевони…), мотогондоли двигунів, шасі, різні підвіски
(паливні баки, озброєння тощо – на військових літаках).
Профіль крила – переріз крила площиною, паралельною площині симетрії
літака. Завдяки профілю потік при обтіканні верхньої поверхні підтискається,
утворюється розрідження і підйомна сила (як результат різниці тисків під та над
крилом).
Форми профілів – двовипуклий симетричний(а), плосковипуклий
несиметричний(б); випукло-вігнутий (в); S-подібний (г); суперкритичний (д).
А- А
а
Площина симетрії крила (літака )
А
б
χ
в
b0
bк
г
д
А
Центральна хорда крила
Хорда профілю крила
С max
+ψ0
b (хорда профілю)
С max – максимальна товщина профілю
Крило має геометричну та аеродинамічну скрутку.
Геометрична скрутка – кінцева хорда розташована під кутом
(вниз) до бортової або центральної хорди.
Аеродинамічна скрутка – набір крила із різних профілів по
розмаху.
Кут поперечного "V" крила ψ0
b
bк
0

4.

ФОРМИ КРИЛА В ПЛАНІ
– пряме, трикутне, стрілоподібне, трапеподібне, складної форми; крило
змінної геометрії.
l
b
прямокутне
трикутне
стрілоподібне
χº
еліпсоподібне
трапецеподібне
Геометричні параметри крила: розмах крила l (м) : стрілоподібність по передній кромці
крила χ0; площа крила S (м^2); подовження крила
кут поперечного "V" крила ψ.
b
l 2 ; звуження крила
0;
bк
S
Питання 2. Кут атаки крила. Підйомна сила та сила лобового опору
крила. Складові сили лобового опору.
Кут атаки крила α − кут між вектором швидкості набігаючого повітряного потоку
V та центральною хордою крила b0.
Кут атаки літака α – кут між вектором швидкості набігаючого повітряного потоку
та повздовжньою віссю літака ох
Y
Кут атаки α позитивний, якщо
повітряний потік набігає знизу крила,
від'ємний – якщо повітряний потік
набігає на крило зверху.
y
x
0
α
х
y
V
υ
Лінія горизонту
Часто плутають кут атаки літака з кутом тангажу .
Кут тангажу υ - кут між повздовжньою віссю літака Ох та лінією горизонту.
Горизонтальний
політ
Набір висоти при
виконанні петлі.
х
Вертикальний зліт
V
Р- тяга
V
Р
х
х
V
α = 9º ; υ = 0°;
Кут атаки літака показує
вказівник кута атаки.
α = 9º ;
υ = 90°;
α = 90º ; υ = 0°;
Кут тангажу літака показує авіагоризонт.

5.

ПІДЙОМНА СИЛА Y ТА СИЛА ЛОБОВОГО ОПОРУ X
Під час виконання польоту, тобто при обтіканні літака повітряним потоком, утворюються
аеродинамічні сили та моменти. Аеродинамічні сили – підйомна Y (спрямована
перпендикулярно вверх відносно вектора швидкості V) , сила лобового опору X (спрямована
у зворотному напрямі відносно вектора швидкості V , бокова сила Z (спрямована
перпендикулярно площині Оxy вздовж правої половини крила:
Y y
Y Cy
x
Х
0
V
Cx , C y , Cz
V 2
2
S ; X Cx
V 2
V 2
2
S ;Z C z
V 2
2
швидкісний напор;
2
щільність повітря;
S площа крила .
α
коефіцієнти відповідних сил;
безрозмірні.
СКЛАДОВІ СИЛИ ЛОБОВОГО ОПОРУ
Сила лобового опору літака Х складається із сили опору при нульовій підйомній
силі Х0 та індуктивної сили опору Хі :
Х = Х0 + Хі ;
СХ0 = Схт+ СХр ;
Сх = СХ0 + СХі
1
C xi A C y2 , A
.
Коефіцієнт сили опору Сх0 складається із сили (коефіцієнту) опору тертя СХ0 (стан
поверхні літака, в'язкість повітря) та сили (коефіцієнту) опору тиску Cxp (вона особливо
велика на надзвукових швидкостей – утворюються стрибки ущільнення). Індуктивний
опір Хі та його коефіцієнт Схі обумовлений підйомною силою Y – чим більша підйомна
сила, тим більший індуктивний опір. Іншими словами – це плата за ту роботу, яку виконує
повітряний потік за створення підйомної сили Y. Одним із способів зменшення
індуктивного опору – встановлення вінглет.
На величину коефіцієнтів а/д сил (Сх, Су, Сz) впливають: кути атаки α та
ковзання β, стрілоподібність крила χ; форма крила в плані, форма профілю крила;
товщина профілю крила; подовження та звуження крила, аеродинамічна та
геометрична скрутка крила; положення інтерцепторів, кути відхилення закрилків,
положення шасі (випущені, прибрані), число М польоту, стан поверхні крила…
Питання 3. АЕРОДИНАМІЧНА ЯКІСТЬ КРИЛА, ЇЇ ВПЛИВ НА ДАЛЬНІСТЬ
ТА ТРИВАЛІСТЬ ПОЛЬОТУ.
Аеродинамічна досконалість крила і літака в цілому відображається в
аеродинамічній якості літака К, яка являє собою відношення підйомної сили Y до
сили лобового опору Х :
K
Y Cy
X Cx
L г.п.
3.6 К V m T г .п.
С уд. G
;
Т г .п.
К mТ .г .п.
.
С уд. G
Чим більша підйомна сила, тим збільшується лобовий опір. Зменшуємо лобовий
опір, зменшується підйомна сила. Якість сучасних транспортних літаків 10….16,
планерів – 40…60.
Дальність L г.п. та тривалість Tг.п. польоту прямо пропорційні аеродинамічній
якості К та кількості пального mТ г.п. і зворотно пропорційні
пального суд.
S;
питомим витратам

6.

ЗАЛЕЖНІСТЬ КОЕФІЦІЄНТА ПІДЙОМНОЇ СИЛИ ВІД КУТА АТАКИ ЛІТАКА
Су
Су mах
Су min доп
α0
αп.відр. α
α min допзвал αкр
α0
Залежність Су(α) літака
Відрив прикордонного шару - відхід прикордонного шару від поверхні,
що обтикається. Умова відриву прикордонного шару з криволінійної поверхні (з верхньої
поверхні крила) – наявність позитивного градієнт тиску.
Коли відрив потоку поширюється на більшу частину поверхні крила підйомна сила
різко зменшується (необхідно зменшувати кута таки для збереження несучих властивостей).
Ознаки звалювання: попереджувальна тряска, мимовільне креніння, мимовільна зміна
кута тангажу, зворотна реакція на відхилення кермів, коливання літака. Але найчастіше
спостерігається поєднання перелічених явищ.
Види звалювання: звалювання на крило та звалювання на ніс (клювок).
Причини виходу літака на великі кути атаки:
висхідні потоки, грубі помилки екіпажу (різке взяття штурвала на себе, збільшення
нормального навантаження, безграмотне виконання віражу (розвороту), неконтрольоване
зменшення швидкості в горизонтальному польоті), зледеніння, відмови системи
управління.
Сигналізація про попередження виходу літака на кути атаки звалювання α зв.:
─ покажчик кутів атаки,
─ сигналізація – світлова, звукова, тактильна (вібрація штурвала керування, імпульсні
поштовхи штурвала вперед, затяжеління штурвала…).
Льотчик повинен чітко уявляти, що причиною утворення зривів потоку на крилі та
звалювання літака є вихід на великі кути атаки. Єдиним способом виходу зі звалювання є
повернення літака в діапазон допустимих кутів атаки – віддача штурвала від себе та
суворий контроль висоти польоту.
Віддавати штурвал від себе необхідно не тільки для уникнення звалювання, але також
для збільшення швидкості до значення, що дозволяє починати виведення з пікірування
(планування).

7.

ДОПОМІЖНИЙ МАТЕРІАЛ
Моменти крену Мх, рискання Му
та тангажу Мz, які діють на літак
ФОРМИ КРИЛ В ПЛАНІ
y
± My
Стрілоподібна форма крила
Наплив крила
0
z
± Mz
Складна форма крила (крило з
напливом)
χ°
х
± Mx
Поворотна консоль
(частина) крила