О.М.Трюхан. Аеродинамічні характеристики літака

1. ЛЕКЦІЯ 6. АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛІТАКА

ТРЮХАН О.М.
ДИСЦИПЛІНА
«ОСНОВИ ВИКОНАННЯ ПОЛЬОТІВ ПС»
ЛЕКЦІЯ 6.
АЕРОДИНАМІЧНІ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
ЛІТАКА

2. ЛЕКЦІЯ № 6. Тема: АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛІТАКА

План лекції
Питання 1. Аеродинамічна компоновка літака. Геометричні характеристики
літака.
Питання 2. Аеродинамічні сили, які діють на літак
Питання 3. Аеродинамічні моменти літака (крену, рискання, тангажу).
Питання 4. Механізація крила та її вплив на злітно-посадкові характерис тики. Вплив близькості земної поверхні на льотні характеристики літака.
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. Аеродинамічна компоновка літака.
Геометричні характеристики літака.
Аеродинамічні та льотні характеристики літака визначаються його аеродинамічною
компоновкою, під якою розуміють форми, розміри та взаємне розташування основних
частин літака з метою забезпечення заданих льотних характеристик.
До основних частин літака відносяться крило, фюзеляж, оперення, шасі, двигуни. В
основі компонування літака лежить аеродинамічна схема. Розрізняють такі основні
аеродинамічні схеми: нормальна (а), "качка"(б), безхвостка (літаюче крило) (в), схема з
переднім оперенням ("трилистник") (г) та ін.
а
б
в
г
Останні десятиліття при розробці винищувачів четвертого покоління (військова
авіація) широко застосовується інтегральна схема, в якій крило і фюзеляж є єдиною
несучою поверхнею ( МіГ-29, Су-27, F-16, F-15 та ін.).
А/д компоновки залежно від кількості крил – моноплан, біплан, полутораплан; від
форми крила - компонування з прямим крилом, стрілоподібним, трапецієподібним,
трикутним, із змінною геометрією. Залежно від положення крила щодо фюзеляжу
розрізняють високоплан, середньо план, низько план.
За взаємним розташуванням кіля і стабілізатора: стабілізатор розташований біля
основи кіля, посеред кіля, Т-подібне хвостове оперення. Кількість, тип та розташування
двигунів: ТРД, ТРДД, ТВД на пілонах під крилом, над крилом, у місці з'єднання крила з
фюзеляжем, у хвостовій частині фюзеляжу.
Тип шасі: тристієчне з носовим або хвостовим колесом, шасі, що прибираються,
велосипедне. Гондоли шасі можуть розташовуватись у фюзеляжі, під крилом.
Транспортні літаки компонуються за нормальною аеродинамічною схемою (оперення
за крилом, одно кільовими), крила великих подовжень (λ = 8 - 12) зі стріловидністю по
передній кромці від 10°до 40°, розташовуються за схемою високоплан або низько план,
товщина профілів крила від 10% до 15% . Крила мають геометричну і аеродинамічну
скрутку, позитивне (у низько планів) або негативне (високо плани) поперечне "V". Шасі
три стійкові з носовим колесом, що прибираються у фюзеляж або у крило (у низько
планів).
ВИМОГИ ДО АЕРОДИНАМІЧНИХ КОМПОНОВОК:
− забезпечення максимально можливої аеродинамічної якості (К=Y/Х) літака на всіх
режимах польоту (зліт, крейсерський політ, посадка);
− забезпечення прийнятних характеристик стійкості та керованості літака на всіх
режимах польоту, включаючи навколокритичні;
− забезпечення хороших злітно-посадкових характеристик літака.

4.

Питання 2. Аеродинамічні сили, які діють на літак.
y
Y Cy
Y
Р
Х
α V
0
G
V 2
S ; X Cx
V 2
S ; Z Cz
V 2
S;
2
x
Cx , C y , Cz коефіцієнти відповідних сил;
2
2
безрозмірні.
V 2
швидкісний напор;
2
щільність повітря;
S площа крила .
Y-підйомна сила (кг, т); Х – сила лобового опору (кг, т);
P – сила тяги двигунів (кг, т);
G – вага літака ( гравітаційна сила) (кг, т).
РІВНЯННЯ ПРЯМОЛІНІЙНОГО СТАЛОГО ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЬОТУ
Y = G – умова горизонтального польоту (постійності висоти);
X = P – умова постійності швидкості ( стійкість по швидкості)
Питання 3. Аеродинамічні моменти літака − крену Мх, рискання Му,
тангажу Мz.
Мх (кГ•м)– момент крену, літак
обертається навколо вісі ОХ ;
Му (кГ•м)– момент рискання або
путьовий момент, літак обертається
навколо нормальної вісі Оу ;
Мz (кГ•м)– момент тангажу, літак
обертається навколо поперечної вісі Оz
Керуючі моменти крену,
рискання, тангажу утворюються
при відхилені рульових
аеродинамічних поверхонь –
елеронів, руля напряму, руля
висоти.
M х mх
у1
V 2
2
S l; M у my
+ Мz – кабрируючий,
ручка на себе
х1
– Мz – пикируючий,
ручка від себе
Відхиляється руль висоти
V 2
2
S l ; M z mz
ручка вправо
V 2
2
S ba ;
х1
y1
-Му
ручка вліво
z1
z1
+ Мх
правий крен
Відхиляються елерони
права педаль вперед
Відхиляються руль
напряму

5.

Питання 4. МЕХАНІЗАЦІЯ КРИЛА ТА ЇЇ ВПЛИВ
НА ЗЛІТНО-ПОСАДКОВІ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Швидкості літака на момент відриву при зльоті Vвідр та в момент торкання
ЗПС при посадці Vпос визначаються за умов рівності підйомної сили Y та сили
ваги літака G :
Y= G
Vвідр
2(G
S
) відр
C y відр 0
(G )відр , (G ) пос
S
S
, Vпос
2(G
)
S пос
C y пос 0
питоме навантаження на крило.
З розвитком авіації питоме навантаження на крило літаків збільшувалось,
як наслідок – зростали швидкості зльоту та посадки літаків.
Механізація крила – конструктивні елементи, призначені для збільшення
підйомної сили літака на режимах зльоту, посадки. Лобовий опір літака при цьому
також збідьшується.
Збільшення підйомної сили (Y) відбувається за рахунок збільшення
коефіцієнта підйомної (Cy) сили та збільшення площі крила (S) (при висувних
закрилках). Збільшення підйомної сили можна досягти за рахунок збільшення
швидкості відриву (посадки). Однак це спричиняє підвищення навантаження на
стійки шасі, зменшення часу на реакцію льотчика.
Вплив типу механізації на коефіцієнт підйомної сили
та критичний кут атаки крила літака
№
п/
Тип механізації крила
Су max
α крит
Сх0
1
Просте крило
1.40
17
0.01
2
Крило з передкрилком та висувним
закрилком
2.30
20
0.18
3
Крило з висувним щитком
2.4
14
0.19
4
Крило с двох щільовим закрилком та
передкрилком
2.85
20
0.2
Конфігурація літака – поєднання положень механізації крила, шасі та інших.
частин, які змінюють його обриси і, як наслідок, аеродинамічні характеристики.
Основні конфігурації: перша злітна: механізація у злітному положенні, шасі
випущено, друга злітна: механізація у злітному положенні, шасі прибрано;
польотна – механізація у положенні відповідно крейсерському польоту, шасі
прибрано; перед посадкова: механізація в положенні, що відповідає заходу на
посадку, шасі випущено; посадкова: механізація у посадковому положенні, шасі
випущено.

6.

ВИДИ МЕХАНІЗАЦІЇ
Механізація передньої кромки
Відхиляємий носок
Передкрилок
передкрилки
Висувний передкрилок
інтерцептори
Механізація передньої
кромки крила призначена
для збільшення критичного
кута атаки, зменшення якого
відбувається при випуску
закрилків.
закрилки
елерон
Механізація задньої кромки
Профільована щілина між крилом та закрилком сприяє збільшенню кінетичної
енергії прикордонного шару, що затягує його відрив на великі кути відхилення
закрилку.
δ закр. = 45 0 ,
СУ
δ закр. = 30 0
δзакр .= 15 0
∆Су закр
δ=00
α
α
α α
Графік залежності Су(α) для різних кутів
випуску механізації (δ закр)
α0
Слід звернути увагу на різке зменшення
коефіцієнта підйомної сили при прибиранні
закрилків – це спричиняє падіння підйомної
сили, що є причиною багатьох катастроф на
зльоті при передчасному прибиранні закрилків.
Порядок прибирання механізації після
зльоту - спочатку прибираються закрилки (по
досягненню швидкості прибирання закрилків),
потім - прибираються передкрилки.
Випуск
механізації
–
спочатку
випускаються передкрилки, потім закрилки.
При
випуску
механізації
може
утворюватися пікіруючий або кабріруючий
(рідше) момент тангажу, які необхідно пілоту
вчасно парирувати.

7.

ГАБАРИТИ ЛІТАКА
Габарити літака:
Розмах крила l;
площа крила S,
Висота літака h,
довжина літака L.
Колія шасі ;
База шасі ;
Габарити вантажного відсіку (пасажирська кабіна) –
довжинах х ширина х висота.
G
l
К

8.

ЛЬОТНО - ТЕХНІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРАНСПОРТНИХ ЛІТАКІВ
Габарити літака: Розмах крила l; площа крила S, Висота літака h,
довжина літака L. Колія шасі ; База шасі ;
Габарити вантажного відсіку (пасажирська кабіна).
Льотні характеристики: Швидкість відриву VВІДР,
Довжина розбігу Lрозб,
Крейсерська швидкість(на якій висоті) Vkp,
максимальная скорость Vmax,
Тип механизації крила, кути відхилення на зльотному,
посадочному режимах
Крейсерська висота польоту Hкр,
Дальність польоту (з яким вантажем) L,
Практична стеля Нпр,
Посадочна швидкість Vпос,
Довжина пробігу L проб
Технічні характеристики:
Вага порожнього літака G пор,
Максимальна зльотна вага Gзл max,
Корисне навантаження - вага перевозимого вантажу (кількість
пасажирів) та на яку відстань,
Практична дальність Lпракт.
Тип та кількість двигунів,
Тяга двигунів на максимальному режимі
Максимальний запас пального G пал
Тягоозброєність на зльотному режимі g=P/G.
.
l
К

9.

УПРАВЛІННЯ ЛІТАКОМ
здійснюється за рахунок створення трьох керуючих моментів – моменту крену Мх, рискання Му, тангажу Мz
Управління здійснюється пілотом шляхом відхилення штурвалу (сайдстіку), педалей.
Основні аеродинамічні керуючі поверхні літака – елерони, рулі (керма) висоти, руль (кермо) напряму.
Момент тангажу Мz або
управління в каналі тангажу
∆Zв.о.
(управління тангажом).
Управління відносно осі Оz
(тангажом) здійснюється
∆Y г.о.
шляхом відхилення рулів
висоти(на горизонтальному
оперенні). З кабіни пілотів відхиленням штурвалу на себевід себе.
∆МZ =∆Y г.о. •L г.о. (кГ• м)
Момент рискання Му або управління в
путьовому каналі (каналі рискання).
Управління відносно осі Оу (рисканням)
здійснюється шляхом відхилення керма напряму
(на вертикальному оперенні). З кабіни пілотів відхиленням педалей
∆Му =∆ Z г.о. •L в.о. (кГ• м)
Момент крену Мх або упраління креном (в
каналі крену)
Управління відносно осі Ох (креном)
здійснюється шляхом відхилення
елеронів(розташовані на крилі). З кабіни пілотів
- відхиленням штурвалу вліво-вправо.

10.

х1
-Му
z1
права педаль вперед
Відхиляються руль
напряму