Тема 1. ОСНОВЫТЕОРИИ ПОЛЕТА
Принцип полета самолета, вертолета
Основы аэродинамики самолета
Аэродинамика – это наука, изучающая законы движения воздуха (газа) и исследующая взаимодействие воздушного потока с телом, которое оно обтекает.
При обтекании воздушным потоком на поверхности летательных аппаратов возникают аэродинамические силы и моменты, которые определяют их летно-технические характеристики.
Основные законы аэродинамики:
1. Закон постоянства расхода воздуха (уравнение неразрывности), который основан на законе сохранения материи (материя вечна, она не создается из ничего и не исчезает бесследно). Он гласит, что при установившемся движении газа его массовый секундный расход постоянен во всех сечениях:
Gв = ρfV = const,
где:
Gв – секундный расход воздуха;
ρ – плотность воздуха;
f – площадь сечения струйки;
V – скорость воздуха в сечении.
Для дозвуковых скоростей ρ= const и уравнение неразрывности примет вид:
f1 V1 = f2 V2 = const.
Из уравнения видно, что если площадь поперечного сечения потока газа уменьшается, то скорость течения в это же число раз увеличивается (и наоборот).
2. Закон постоянства энергии воздуха (газа) в потоке (закон Бернулли) устанавливает связь между скоростью движения воздуха и давлением в нем. Он является частным случаем закона сохранения энергии (энергия не исчезает бесследно и не возникает из ничего, а может только переходить из одного вида в другой). Он гласит, что полная энергия потока воздуха при отсутствии обмена энергией с окружающей средой есть величина постоянная и для дозвуковых скоростей имеет вид:
p1+ ρ V12/2 = p2+ ρ V22/2 = const,
где:
p – давление воздуха в соответствующих сечениях (определяет потенциальную энергию, запасенную в газе);
ρ V2/2 – скоростной напор воздуха (определяет кинетическую энергию газа).
Иначе говоря, сумма статического давления в потоке и скоростного напора есть величина постоянная. Отсюда следует важный вывод, что при увеличении скорости потока воздуха давление в нем уменьшается и наоборот.
Закон Бернулли объясняет возникновение аэродинамических сил на крыле самолета и несущем винте вертолета.
Возникновение аэродинамической силы на крыле
Рассмотрим картину обтекания крыла самолета потоком воздуха (см. рис. 1.1)
Поток воздуха обтекает верхнюю и нижнюю части профиля крыла неодинаково. Струйки воздуха над крылом проходят путь больший, чем под крылом (вследствие большей кривизны верхней части профиля крыла). Исходя из закона неразрывности газового потока, скорость воздуха над крылом получается больше, чем под ним. В соответствии с законом Бернулли над крылом давление воздуха падает, а под крылом растет.
Так возникает аэродинамическая подъемная сила Y, направленная вверх. В горизонтальном установившемся полете подъемная сила равна силе веса воздушного судна G. Кроме того на крыло и летательный аппарат в целом воздействует сила сопротивления воздуха X, направленная назад по полету. Для преодоления этой силы сопротивления и поступательного движения самолета вперед необходима сила тяги R, которая создается силовой установкой ВС.
Сила тяги силовой установки необходима для разгона самолета до скорости, при которой на крыле возникнет подъемная сила, превышающая вес самолета.
Подъемная сила крыла зависит от формы профиля крыла, очертания крыла в плане,
Основные геометрические характеристики крыла:
- профиль крыла – форма поперечного сечения крыла;
- хорда профиля (b) – условная прямая линия, соединяющая переднюю и заднюю точки профиля;
- угол атаки (α) – угол, образованный хордой крыла и направлением набегающего потока воздуха;
- средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) – хорда условного прямоугольного крыла такой же площади, которое при равных углах атаки имеет одинаковые с данным крылом величину полной аэродинамической силы и положение центра давления.
При увеличении угла атаки подъемная сила крыла растет, но до определенного момента, после чего она резко падает. Угол атаки, при котором значение подъемной силы достигает максимальной величины, называется критическим углом атаки.
Резкое падение подъемной силы после достижения критического угла атаки объясняется нарушением плавности обтекания крыла потоком воздуха: на верхней поверхности крыла образуется сильное вихреобразование со срывом струй воздуха.
Критические углы атаки для современных гражданских самолетов лежат в пределах 16-18º. На углах атаки, близких к критическим, устойчивость и управляемость самолета резко ухудшаются, поэтому полеты на таких углах атаки не должны производиться.