Šta je napadni ugao u avijaciji. Vazduhoplovstvo, vojno i civilno. Zašto se ovo dešava

Na osnovu poznatih vrijednosti aerodinamičkih koeficijenata C y I C x nacrtajte grafikon za različite uglove napada TO = f ( a ) (Sl. 23).

Grafikon pokazuje da se povećanjem napadnog ugla na određenu vrijednost povećava aerodinamička kvaliteta. Pri određenom napadnom kutu kvaliteta dostiže svoju maksimalnu vrijednost K max. Ovaj ugao naziva se najpovoljnijim uglom napada, naivnim .

Zbog toga avioni prilikom bombardovanja, posebno dugih bombardovanja, često uzimaju rezervoare za gorivo. Napadni ugao određuje vaš napadni ugao, u stepenima. Takođe ima pruge u boji koje odgovaraju. Ali on takođe želi da letenje učini sigurnijim, a danas je predstavio alat koji će pilotima dati kritične informacije za bezbedno letenje. Ovo važna informacija, koji se obično ne nalazi u većini civilnih aviona, neophodan je jer diktira kada krilo "leži" i više ne proizvodi dovoljno uzgona za održavanje leta.

Pri nultom napadnom kutu podizanja a o Gdje C y =0 aerodinamički kvalitet će biti nula.

Utjecaj na aerodinamičku kvalitetu oblika profila povezan je s relativnom debljinom i zakrivljenošću profila. U ovom slučaju veliki utjecaj imaju oblik kontura profila, oblik nožnog prsta i položaj maksimalna debljina profil duž tetive (sl. 24).

Šta treba da radimo

Ali brzina je samo sekundarni način za pilote da prate ugao napada, koji diktira kada se krilo aviona zatvori. Direktno mjerenje - Najbolji način pratiti performanse. Uređaj uključuje jednostavan ekran u kokpitu direktno ispred pilota i dio je šire kampanje kompanije za značajno poboljšanje sigurnosti. Pošto je krilo zabačeno pod kritičnim uglom napada - a ne brzinom vazduha - ekran pokazuje gde se krilo nalazi u odnosu na taj kritični ugao.

Rice. 23 Grafikon aerodinamičkog kvaliteta u odnosu na napadni ugao

Rice. 24 Ovisnost aerodinamičkog kvaliteta od napadnog ugla i debljine profila

Rice. 25. Formiranje usisne sile

I nije bilo lako čitati. Ako pilot drži aerodinamički indikator u zelenoj zoni, rizik od zastoja je minimalan. Kako se ugao napada krila povećava, indikator se približava i na kraju ulazi u žutu zonu, što ukazuje na približavanje zastoja. Crvena zona označava da je krilo zastalo i da više ne proizvodi dovoljan uzlet.

Uglovi indikatora napada su uobičajeni u vojnim avionima, a neki su dostupni i za avione civilne avijacije. Ali većina civilnih pilota je naučena da koristi brzinu kao pokazatelj približavanja zastoja. U normalnim, ravnim i ravnim uslovima leta, brzina zastoja dobro korelira sa kritičnim uglom napada. Međutim, rizik od toga je da krilo može zastati pri bilo kojoj brzini. Na primjer, u zaokretu je brzina zastoja veća nego tokom ravnog leta, a pilot mora znati u čemu je razlika jer nema instrumenata koji to pokazuju.

Rice. 26 Promjena aerodinamičkog kvaliteta krila u zavisnosti od Mahovog broja

Prilikom strujanja oko profila sa zaobljenim i zadebljanim prstima, na vrhu profila se formira usisna sila koja može značajno smanjiti otpor. Svoju najveću vrijednost postiže pri napadnim uglovima blizu naivac kada usisna sila može premašiti silu trenja (slika 25).

Indikator napadnog ugla je mnogo precizniji i pouzdaniji jer se napadni ugao pod kojim se krilo zatvara ne menja i na njega ne utiču ugao, težina ili drugi parametri. Značka nastavlja da radi sa Federalnom upravom za vazduhoplovstvo za oslobađanje od težine, tako da se i dalje kvalifikuje za kategoriju lakih sportskih aviona, koja ima pojednostavljen proces licenciranja za pilote. Kompanija kaže da njen drugi veliki sigurnosni napredak, krilo sa stabilnim okretanjem, donosi povećanje težine od 250 funti u kategoriji lakih sportskih aviona.

Da biste dobili veće vrijednosti K max su odabrani optimalna debljina i zakrivljenost profila, oblici kontura i izduženje krila.

Oblik krila također utječe na aerodinamički kvalitet krila. Za postizanje najviših vrijednosti kvaliteta, najbolji oblik krila je eliptični sa zaobljenim prednjim rubom. Ovo krilo ima najmanji induktivni otpor. Povećanje omjera krila smanjuje njegov inducirani otpor (zapamtite ) stoga povećava aerodinamičku efikasnost.

Agencija je provela više od godinu dana pregledavajući zahtjev, mnogo duže nego što je obično potrebno za takve izuzetke. Ikona zahtijeva dodatno povećanje težine zbog dizajna otpornog na okretanje. Ova lekcija treba da počne tako što ćete pitati učenika šta su radili na prošloj lekciji, čega se sećaju i utvrditi da li su se dobro setili.

Moramo biti u stanju da letimo avionom pravolinijski, na stalnoj visini i na stalnoj visini. Održavanje konstantne visine zahteva stalan stav, a konstantan kurs zahteva da avion bude u ravni sa krilima i u ravnoteži.

Kako se broj povećava M let prije nego što se pojavi talasna kriza, kvalitet će se blago povećati (za dati ugao napada), budući da se povećava manifestacija kompresije zraka C y . Sa početkom talasne krize, kvaliteta naglo opada jer se smanjuje koeficijent uzgona i C x povećava (slika 26).

Ovo je prva učenikova vježba koordinacije i vrlo je važno da razumiju i zatim mogu pokazati kako se kontrole koje su naučili u prethodnoj lekciji Kontrolni efekti koriste za postizanje i održavanje konstantnog smjera, konstantne visine, konstantne brzine i ravnoteže.

Ovo je također važna lekcija jer pokazuje međusobnu povezanost brojnih varijabli kao što su snaga, brzina zraka, nagib i skretanje. Lekcija bi u početku trebala pokriti postavljanje ravnog i ravnog leta pri konstantnoj brzini, a zatim njegovo održavanje. Nakon toga slijedi oporavak ravno i ravno od smetnji, i konačno ravno i glatko pri različitim brzinama i postavkama snage.

Stanje površine krila (hrapavost, valovitost, odstupanje od datog oblika) utiče na vrijednost otpora profila. Stoga je poboljšanjem stanja površine krila (ili održavanjem u dobrom stanju) moguće poboljšati aerodinamički kvalitet aviona.

KONSTRUKCIJA AERODINAMSKIH KARAKTERISTIKA KRILA I AVIONA

Ključno je da učenik shvati da se ravnost i nivo postižu upućivanjem na odnos aviona prema horizontu, a zatim se provjeravaju pozivanjem na instrumente u avionu. Upotrijebite pokretni "pogled vjetrobranskog stakla" da pokažete ispravan stav za pravi i ravni let.

Uspostavite i održavajte pravi i ravni let, konstantnu brzinu, konstantnu visinu, u stalnom smjeru iu ravnoteži. Vratite ravan i ravan let. Održavajte pravi i ravni let pri odabranim brzinama ili postavkama snage.

WING POLAR

Za različite proračune letnih karakteristika krila posebno je važno znati istovremenu promjenu C y I C x u rasponu napadnih uglova leta. U tu svrhu se iscrtava graf zavisnosti koeficijenta C y od C x, zove polara.

Da bi se konstruisao polar za dato krilo, krilo (ili njegov model) se puše u aerotunelu pod različitim uglovima napada. Prilikom duvanja mjere se vrijednosti sile podizanja za svaki napadni ugao pomoću aerodinamičkih vaga Y i sile otpora Q. Odredivši veličinu sila Y i Q za dati profil izračunavaju se njihovi aerodinamički koeficijenti. Iz formule za sile podizanja i otpora nalazimo:

Definišite horizont za učenika i objasnite kako se horizont može identifikovati kada nije vidljiv, kao što su brda ili vreme. Četiri sile koje djeluju na avion moraju se objasniti. Djeluje direktno kroz centar gravitacije. Proizvodi ga krila i djeluje prema gore kroz centar pritiska.

Pokreće se motorom preko propelera. Otpor kretanju osjećaju sva tijela u atmosferi. Ravnoteža zahtijeva konstantnu brzinu zraka i konstantan smjer. Konstantan pravac se održava na nivou krila iu ravnoteži aviona. Ravnoteža se postiže dizanjem = masa i potisak = otpor.

(2.20)

Ovaj proračun je napravljen za svaki napadni ugao. Rezultati mjerenja i proračuna unose se u tabelu.

Da bi se konstruirao polar, nacrtane su dvije međusobno okomite ose. Vrijednosti su iscrtane na okomitoj osi C y , a na horizontali - C x . Vage za C y I C x Obično se uzimaju različiti.

Opišite kako raspored ovih sila formira parove. Dizanje djeluje kroz centar pritiska i neznatno zaostaje za težištem, gdje djeluje masa, stvarajući paru niz nos. Treba razgovarati o relativnoj veličini sila dizanja i težini vučnih i vučnih sila. Vaš grafikon bi otprilike trebao odražavati ovaj odnos - slika vrijedi hiljadu riječi.

Idealan raspored je da vučna linija bude znatno ispod vučne linije. Ovo pruža veću ruku za kompenzaciju manjih sila povlačenja i povlačenja i stvara uparivanje nos-nos koji balansira podizanje ili dva.

Prihvaćeno za C y uzmite skalu 5 puta veću od za C x , budući da se u napadnim uglovima leta raspon mijenja C y nekoliko puta veći od raspona promjene C x . Svaka tačka rezultujućeg grafikona odgovara određenom kutu napada.

Naziv "polarni" objašnjava se činjenicom da se ova kriva može smatrati polarnim dijagramom konstruiranim na koordinatama koeficijenta ukupne aerodinamičke sile Sa R I j , Gdje j - ugao nagiba ukupne aerodinamičke sile R u smjeru nadolazeće brzine protoka (pod uvjetom da skala C y i C x uzmi isto).

U prethodnoj lekciji, "Efekat kontrole", učenik je vidio promjenu visine tona kada se snaga povećavala i smanjivala. Raspored ovih parova uzrokuje promjenu tona. Smanjenje snage će gurnuti nos prema dolje u spuštanje bez pilotskog unosa, a povećanje snage će gurnuti nos prema gore.

Prema tome, repna šipka je postavljena pod uglom napada koji će osigurati silu na dolje na repnu platformu u ravnom letu, što, u kombinaciji s velikom rukom zakretnog momenta, balansira sile. Svaka dodatna neravnoteža između parova, koja je rezultat promjene težine ili brzine, na primjer, nadoknađuje se dizalom.

Rice. 27 Princip konstrukcije polarnog krila

Rice. 28 Wing Polars

Ako povučemo vektor iz ishodišta koordinata (slika 27), u kombinaciji sa centrom pritiska profila, do bilo koje tačke na polari, tada će on predstavljati dijagonalu pravougaonika čije su stranice respektivno jednake. Sa y I C x . koeficijent otpora i uzgona iz napadnih uglova - takozvani polaritet krila.

Uzgon se stvara tako što zrak struji brže preko gornje površine krila u odnosu na zrak koji struji ispod krila. Zrak ulazi brže, formirajući gornju površinu koja se zove nagib. Ρ - gustina vazduha. Dva elementa koja pilot može lako kontrolisati su brzina i napadni ugao, u suštini.

Napadni ugao je ugao između relativnog protoka vazduha i linije tetive krila aviona. Najefikasniji napadni ugao je otprilike 4 stepena, ali pošto laki avioni nemaju indikator napadnog ugla, brzina se koristi kao vodič za napadni ugao aviona.

Pošto su koeficijenti Sa y I C x su proporcionalne aerodinamičkim silama, onda je lako provjeriti da je ugao između vektora Sa r I Sa y , predstavlja ugao kvaliteta q. Ugao kvaliteta q može se direktno izmjeriti na polaru izgrađenom na jednakim skalama Sa y I C x, a pošto se polari grade, po pravilu, na različitim koeficijentima skale Sa y I C x , tada se ugao kvaliteta određuje iz omjera

Za održavanje konstantnog uzgona, svaka promjena napadnog ugla mora biti praćena promjenom brzine zraka. Na primjer, ako se brzina zraka poveća, potreban je niži napadni kut kako bi se održao konstantan uspon. Smanjenje brzine zračnog saobraćaja će zahtijevati povećanje napadnog ugla kako bi se održala konstantna uzgona, a time i visina.

Odnos će zavisiti od tipa aviona, u ovom primeru koristićemo četiri prsta ispod horizonta. U ovom slučaju želimo da performanse budu konstantna visina, pravac i brzina - ravno i ravno. Razgovarajte o bočnim granicama zone za obuku i važnosti kontrole leta kako biste ostali unutar njih.

Polar je konstruisan za vrlo specifično krilo sa zadatim geometrijskim dimenzijama i oblikom profila (sl. 28). Na osnovu polariteta krila može se odrediti niz karakterističnih uglova napada.

Nulti ugao podizanja o nalazi se na presjeku polara i ose C x . Pri ovom napadnom kutu koeficijent dizanja je nula (Sa y = 0).

Ponovite: "Ja imam kontrolu - ti imaš kontrolu." Naglasite važnost glatke, ali pozitivne kontrole. Rad kontrole smjese je objašnjen u prethodnoj lekciji. Tokom početnog treninga, kao rezultat redovnih promjena visine tona i snage, mješavina obično ostaje u punom bogatom položaju.

Pregledajte vizuelna ograničenja o kojima se govorilo u prošloj lekciji i kako daju slijepe tačke dobra recenzija. Učenik ima puno informacija koje treba da upije u ranim časovima, pa ga uvjerite da će imati dovoljno vremena da savlada ove vještine.

Za krila modernih aviona to je obično a o =

Napadni ugao pod kojim C x ima najmanju vrijednost a C h.min . nalazi se povlačenjem tangente na polarnu paralelu sa osom Sa y . Za moderne profile krila, ovaj ugao se kreće od 0 do 1°.

Najpovoljniji napadni ugao a naivno . Budući da je pri najpovoljnijem napadnom kutu aerodinamički kvalitet krila maksimalan, kut između osi Sa y a tangenta povučena iz ishodišta, odnosno ugao kvaliteta , pri ovom napadnom uglu, prema formuli (2.19), biće minimalan. Stoga, utvrditi naivac morate povući tangentu na polarnu iz početka. Tačka dodira će odgovarati naivac . Za moderna krila naivac leži unutra 4 - 6°.

Odredite horizont i koji je položaj potreban u odnosu na horizont, uz odgovarajuća podešavanja snage, da biste uspostavili i održali pravi i ravni let. Kada se koristi, "pogled vjetrobranskog stakla" pokazuje omjer u ispravnom položaju, kao i u položajima koji su preniski i previsoki.

Podesite snagu za odabrani ravan i glatki rad. Odnos prema direktnom i nivou sastoji se od tri elementa. Ako se na referentnoj tački ne održava konstantan kurs, ili krila nisu u ravni, ili avion nije u ravnoteži, ili oboje.

Kritični ugao napada a Crete . Da bi se odredio kritični napadni ugao, potrebno je povući tangentu na polarnu, paralelno sa osom C x . Tačka kontakta će odgovarati a crit . Za moderna krila aviona a crit= 16-30°.

Napadni uglovi sa istim aerodinamičkim kvalitetom nalaze se povlačenjem sekansa od početka do pola. Na tačkama preseka nalazimo napadne uglove (a 1 I a 2) prilikom letenja, u kojem će aerodinamički kvalitet biti isti i nužno manji K max .

Balans se potvrđuje indikatorom balansa loptice. Metoda koja se koristi za postizanje ravnoteže je „stajanje na lopti“. Ako je lopta lijevo, potreban je povećan pritisak na lijevu pedalu kormila. Ovo povećanje pritiska, više od pokreta i "stava" podrazumeva konstantan pritisak. Kada je lopta centrirana, otpuštanje pritiska omogućit će joj da se ponovo odmakne.

Avion se održava u ravnoteži ne samo da avion leti ravno, već i radi maksimalne efikasnosti, držeći otpor na minimumu i postižući bolju brzinu. Ako je odabran ispravan položaj nivoa, brzina zraka će biti oko čvorova. Ako se održava ispravna postavka snage, avion će zadržati visinu, a ako krila održe nivo i ravnotežu, letjelica neće moći da se rotira. Time se postiže cilj letenja konstantnom brzinom, konstantnom visinom, stalnim smjerom i ravnotežom.

POLAR AIRCRAFT

Jedna od glavnih aerodinamičkih karakteristika aviona je polarna. Prethodno je utvrđeno da je koeficijent podizanja krila Sa y jednak koeficijentu uzgona čitavog aviona, a koeficijent otpora aviona za svaki napadni ugao je veći C x krilo po veličini C x vr , tj.

Dakle, polar aviona se može dobiti dodavanjem količine C x vr To C x krilo na polarnom krilu za odgovarajuće napadne uglove. Polaritet aviona će biti pomaknut udesno od polariteta krila za iznos C x vr (Sl. 29). Tipično, polarni avion se gradi korištenjem podataka ograničenja Sa y =f(a) I C x =f(a), dobijeno eksperimentalno puhanjem modela u aerotunelima. Napadni uglovi na polarnu ravan aviona postavljaju se horizontalnim prevođenjem napadnih uglova označenih na polarnoj ravni krila.

Određivanje aerodinamičkih karakteristika i karakterističnih napadnih uglova duž polariteta aviona vrši se na isti način kao i kod polariteta krila.

Napadni ugao podizanja nula a avion se praktički ne razlikuje od napadnog ugla krila bez podizanja. Jer na ugalj a 0 sila dizanja je nula, tada je pri ovom napadnom kutu moguće samo vertikalno kretanje aviona naniže, što se naziva vertikalni zaron ili vertikalno klizanje pod uglom od 90°.

Rice. 29 Polari krila i aviona

Rice. 30 Polar za avion sa izvučenim zakrilcima

Napadni ugao pri kojem koeficijent otpora ima minimalnu vrijednost () nalazi se paralelno sa osom Sa y tangenta na polarnu. Kada letite pod ovim uglom napada, bit će najmanji gubitak otpora. Pod ovim uglom napada (ili blizu njega) let se izvodi maksimalnom brzinom.

Najpovoljniji ugao napada (naivan) odgovara najveća vrijednost aerodinamički kvalitet aviona. Grafički, ovaj ugao, baš kao i za krilo, određen je povlačenjem tangente na polar iz početka. Grafikon pokazuje da je nagib tangente na polarnu stranu aviona veći od nagiba tangente na pola krila. I od tada

onda možemo zaključiti da je maksimalni kvalitet aviona u cjelini uvijek manji od maksimalnog aerodinamičkog kvaliteta pojedinog krila.

Iz istog grafikona je jasno da je najpovoljniji napadni ugao aviona za 2 - 3° veći od najpovoljnijeg napadnog ugla krila.

Rice. 31 Polari aviona za različiti brojevi M

Kritični napadni ugao aviona (kritika) njegova vrijednost se ne razlikuje od vrijednosti istog ugla za krilo.

Na sl. 32 prikazuje polare aviona u tri verzije:

- zakrilci su uvučeni;

- zakrilci su izvučeni u položaj za polijetanje ( d 3 = 20°);

- zakrilci su prošireni u položaj za sletanje ( d 3 = 45°).

Podizanje zakrilaca u položaj za polijetanje (d 3 = 15-25°) omogućava vam povećanje maksimalnog koeficijenta podizanja Su max uz relativno malo povećanje koeficijenta otpora. Time je moguće smanjiti potrebnu minimalnu brzinu leta, koja praktično određuje brzinu poletanja aviona pri poletanju. Postavljanjem zakrilaca (ili zakrilaca) u položaj za polijetanje, dužina poletanja se smanjuje do 25%.

Kada se zakrilci (ili zakrilci) ispruže u položaj za sletanje (d 3 = 45 - 60°), maksimalni koeficijent uzgona može porasti na 80%, što naglo smanjuje brzinu sletanja i dužinu trčanja. Međutim, otpor raste brže od sile dizanja, tako da je aerodinamički kvalitet značajno smanjen. Ali ova se okolnost koristi kao pozitivan operativni faktor - povećava se strmina putanje tokom klizanja prije slijetanja i, posljedično, zrakoplov postaje manje zahtjevan za kvalitetu prilaza sletnoj traci.

Ranije smo razmatrali polare krila i aviona za takve brzine leta (brojevi M), kada bi se uticaj kompresibilnosti mogao zanemariti. Međutim, kada se dođu do takvih brojeva M, pri čemu se kompresibilnost više ne može zanemariti ( M> 0,6 - 0,7) koeficijenti uzgona i otpora moraju se odrediti uzimajući u obzir korekciju za kompresibilnost.

(2.23)

gdje je Su sž koeficijent uzgona uzimajući u obzir kompresibilnost;

Su koeficijent nestišljivog protoka sile uzgona nestišljivog protoka za isti napadni ugao kao Su komprimovani.

Sve do brojeva, svi polari su praktički isti, ali u velikim brojevima M počinju se pomicati udesno i istovremeno povećavati nagib prema osi C x . Polarni pomak udesno (veliko C x ) zbog povećanja koeficijenta otpornosti profila zbog utjecaja kompresije zraka, a uz daljnje povećanje broja (M> 0,75 - 0,8) zbog pojave talasnog otpora (Sl. 31).

Povećanje nagiba polara objašnjava se povećanjem koeficijenta induktivnog otpora, budući da će se pri istom napadnom kutu u podzvučnom strujanju kompresibilnog plina proporcionalno povećati. učinak se primjetno manifestira počinje opadati.

MEHANIZACIJA KRILA

Na savremenim avionima, da bi se dobile visoke letno-taktičke karakteristike, posebno da bi se postigle velike brzine leta, značajno se smanjuju i površina krila i njegov odnos širine i visine. A to negativno utiče na aerodinamički kvalitet aviona, a posebno na karakteristike poletanja i sletanja.

Da bi se avion održao u zraku u ravnom letu pri konstantnoj brzini, potrebno je da sila dizanja bude jednaka težini aviona - Y = G . Ali pošto

(2.24)

Iz formule (2.24) proizilazi da je za držanje aviona u zraku pri najmanjoj brzini (pri slijetanju npr.) potrebno da koeficijent uzgona Sa y bio najveći. kako god Sa y može se povećati povećanjem napadnog ugla samo do a Crete. Povećanje napadnog ugla veće od kritičnog dovodi do poremećaja toka na gornjoj površini krila i do naglog smanjenja sa y, što je neprihvatljivo. Stoga, da bi se osigurala jednakost uzgona i težine aviona, potrebno je povećati brzinu leta .

Zbog ovih razloga, brzine sletanja savremenih aviona su prilično velike. Ovo uvelike komplikuje polijetanje i slijetanje i povećava domet aviona.

Kako bi se poboljšale performanse uzlijetanja i slijetanja i osigurala sigurnost prilikom polijetanja, a posebno slijetanja, potrebno je smanjiti brzinu slijetanja ako je moguće. Da biste to uradili morate Sa y bilo možda i više. Međutim, profili krila imaju veliku Su max, imaju, po pravilu, velike vrijednosti otpora Cx min , budući da imaju veliku relativnu debljinu i zakrivljenost. I povećanje Cx. min , sprečava povećanje maksimalne brzine leta. Za proizvodnju profila krila koji istovremeno zadovoljava dva zahtjeva: postizanje velikih maksimalnih brzina i malih brzina slijetanja - skoro nemoguće.

Stoga se pri projektovanju profila krila aviona nastoji najprije osigurati maksimalna brzina, a za smanjenje brzine slijetanja koriste se posebni uređaji na krilima, nazvana krilna mehanizacija.

Korišćenjem mehanizovanog krila, veličina od Su Max, što omogućava smanjenje brzine sletanja i dužine zaleta aviona nakon sletanja, smanjenje brzine aviona u trenutku polijetanja i skraćivanje dužine poletanja. Upotreba mehanizacije poboljšava stabilnost i upravljivost aviona pri velikim napadnim uglovima. Osim toga, smanjenjem brzine prilikom polijetanja i slijetanja povećava se sigurnost njihovog izvođenja i smanjuje se trošak izgradnje piste.

Dakle, mehanizacija krila služi za poboljšanje karakteristika poletanja i sletanja aviona povećanjem maksimalne vrednosti koeficijenta podizanja krila Su Max .

Suština mehanizacije krila je da se uz pomoć posebnih uređaja povećava zakrivljenost profila (u nekim slučajevima i površina krila), zbog čega se mijenja obrazac strujanja. Rezultat je povećanje maksimalne vrijednosti koeficijenta podizanja.

Ovi uređaji se, po pravilu, kontrolišu u letu: kada se lete pod malim napadnim uglovima (pri velikim brzinama leta), ne koriste se, već se koriste samo tokom poletanja i sletanja, kada povećanje napadnog ugla ne dolazi do obezbediti potrebnu količinu podizanja.

Postoje sljedeće vrste krilne mehanizacije : preklopi, preklopi, letvice, čarape koje se mogu skretati krila, kontrola graničnog sloja, mlazne zakrilce .

štit je skretna površina, koja je u uvučenom položaju uz donju, stražnju površinu krila. Štit je jedno od najjednostavnijih i najčešćih sredstava za povećanje Su max.

Povećanje Su max pri otklonu zakrilca objašnjava se promjenom oblika profila krila, koja se uslovno može svesti na povećanje efektivnog napadnog ugla i udubljenja (zakrivljenosti) profila.

Kada je zakrilac skrenut, između krila i zakrilca se formira vrtložna usisna zona. Smanjeni pritisak u ovoj zoni se proteže djelomično na gornju površinu profila na zadnjoj ivici i uzrokuje usisavanje graničnog sloja sa površine koja leži uzvodno. Zbog usisnog djelovanja zakrilca, sprječava se zastoj protoka pri velikim napadnim uglovima, brzina strujanja preko krila se povećava, a pritisak opada. Osim toga, otklon zakrilca povećava pritisak ispod krila povećanjem efektivne zakrivljenosti profila i efektivnog napadnog ugla a ef .

Zbog toga se otpuštanjem zakrilaca povećava razlika u relativnim pritiscima iznad i ispod krila, a samim tim i koeficijent uzgona Su .

Na sl. Slika 36 prikazuje graf zavisnosti Sa y iz napadnog ugla za krilo sa različitim položajima zakrilaca: uvučeno, uzlet d = 15°, sletanje d = 40°.

Kada je preklop otklonjen, cijela krivina Su = f(a) kreće se prema gore gotovo jednako udaljeno od krive Su = f(a) glavni profil.

Grafikon pokazuje da kada je zakrilac skrenut u položaj za sletanje (d = 40°), prirast Su iznosi 50-60%, a kritični napadni ugao se smanjuje za 1-3°.

Kako bi se povećala efikasnost zakrilca, on je konstruktivno dizajniran na način da se, kada se otklone, istovremeno pomiče nazad, prema zadnjoj ivici krila. Time se povećava efikasnost usisavanja graničnog sloja sa gornje površine krila i dužina zone visokog pritiska ispod krila.

Prilikom otklona zakrilca, istovremeno sa povećanjem koeficijenta uzgona, raste i koeficijent otpora, dok se smanjuje aerodinamička kvaliteta krila.

Flap. Zakrilac je skretajući dio zadnje ivice krila ili površina koja se proteže (uz istovremeni otklon prema dolje) natrag ispod krila. Po dizajnu, poklopci se dijele na jednostavni (bez proreza), jednostruki i višestruki .

Rice. 33 Profil krila sa preklopom koji se kreće unazad

Rice. 34 Zaklopci: a - bez proreza; b - prorez

Preklop bez proreza povećava koeficijent podizanja Sa y povećanjem zakrivljenosti profila. Ako između vrha preklopa i krila postoji posebno profilisan razmak, efikasnost preklopa se povećava, jer zrak koji velikom brzinom prolazi kroz sužavajući zazor sprječava bubrenje i narušavanje graničnog sloja. Da bi se dodatno povećala efikasnost zakrilaca, ponekad se koriste zakrilci sa dvostrukim prorezom, koji povećavaju koeficijent podizanja Sa y profila do 80%.

Povećanje Su max krila pri izvlačenju zakrilaca ili zakrilaca zavisi od više faktora: njihove relativne veličine, ugla otklona, ugla zamaha krila. Na zamašenim krilima efikasnost mehanizacije je obično manja nego na ravnim krilima. Otklon zakrilaca, kao i zakrilaca, prati ne samo povećanje Sa y , ali u još većoj mjeri povećanjem C x , stoga, aerodinamički kvalitet opada kada se mehanizacija produži.

Kritični ugao napada sa ispruženim zakrilcima blago se smanjuje, što omogućava postizanje Cmax uz manje podizanje nosa aviona (Sl. 37).

Rice. 35 Profil krila sa štitom

Rice. 36 Utjecaj otpuštanja preklopa na krivulju Cy=f(a)

Rice. 37 Polari aviona sa uvučenim i izvučenim zakrilcima

Letvica je malo krilo koje se nalazi ispred krila (Sl. 38).

Lamele su fiksne ili automatske.

Fiksne letvice na posebnim stalcima su trajno pričvršćene na određenoj udaljenosti od vrha profila krila. Prilikom letenja pod malim napadnim uglovima, automatske letvice su čvrsto pritisnute na krilo strujanjem vazduha. Prilikom letenja pod velikim napadnim uglovima mijenja se obrazac raspodjele pritiska duž profila, zbog čega se čini da je letvica isisana. Lamela se automatski izvlači (Sl. 39).

Kada se letvica produži, između krila i letvice formira se suženi razmak. Brzina zraka koji prolazi kroz ovaj procjep i njegova kinetička energija se povećavaju. Razmak između letvice i krila je profiliran na način da se strujanje zraka, napuštajući otvor, velikom brzinom usmjerava duž gornje površine krila. Kao rezultat, brzina graničnog sloja se povećava, on postaje stabilniji pri velikim napadnim uglovima, a njegovo odvajanje se vraća na visoke napadne uglove. U ovom slučaju, kritični napadni ugao profila značajno raste (za 10°-15°), a Cy max raste u prosjeku za 50% (Sl. 40).

Tipično, letvice se ne postavljaju duž cijelog raspona, već samo na njegovim krajevima. To je zato što se, pored povećanja koeficijenta uzgona, povećava i efikasnost elerona, a to poboljšava bočnu stabilnost i upravljivost. Ugradnjom letvice duž cijelog raspona značajno bi se povećao kritični napadni ugao krila u cjelini, a za njegovu implementaciju pri slijetanju bilo bi potrebno podići glavne podupirače stajnog trapa.

Rice. 38 Letvica

Rice. 39 Princip rada automatske letvice: a - mali napadni uglovi; b – veliki napadni uglovi

Fiksne letvice Ugrađuju se, u pravilu, na avione male brzine, jer takve letvice značajno povećavaju otpor, što je prepreka za postizanje velikih brzina leta.

Nožni prst koji se može skretati(Sl. 41) se koristi na krilima sa tankim profilom i oštrim prednjim rubom kako bi se spriječilo zastoj iza prednje ivice pri velikim napadnim uglovima.

Promjenom ugla nagiba pokretnog nosa, za bilo koji napadni ugao moguće je odabrati poziciju u kojoj će strujanje oko profila biti kontinuirano. Ovo će poboljšati aerodinamičke karakteristike tankih krila pri velikim napadnim uglovima. U tom slučaju može se povećati aerodinamička kvaliteta.

Zakrivljenje profila skretanjem vrha povećava Sumax krila bez značajnog mijenjanja kritičnog ugla napada.

Rice. 40 Kriva Su =f (a) za krilo sa letvicama

Rice. 41 Vrh krila koji se može okretati

Kontrola graničnog sloja(Sl. 42) je jedan od najefikasnijih vidova mehanizacije krila i svodi se na to da se granični sloj ili usisa u krilo ili otpuhne sa njegove gornje površine.

Za isisavanje graničnog sloja ili njegovo otpuhivanje koriste se posebni ventilatori ili kompresori plinskoturbinskih motora aviona.

Usisavanje inhibiranih čestica iz graničnog sloja u krilo smanjuje debljinu sloja, povećava njegovu brzinu u blizini površine krila i potiče kontinuirano strujanje oko gornje površine krila pri velikim napadnim uglovima.

Deflacija graničnog sloja povećava brzinu kretanja čestica vazduha u graničnom sloju, čime se sprečava zastoj protoka.

Kontrola graničnog sloja dobro funkcionira kada se kombinira sa preklopima ili klapnama.

Rice. 42 Kontrola graničnog sloja

Rice. 43 Mlazni poklopac

Jet flap(Sl. 43) predstavlja struju gasova koja teče velikom brzinom pod određenim uglom nadole iz posebnog proreza koji se nalazi blizu zadnje ivice krila. U tom slučaju mlaz gasa utiče na strujanje koje teče oko krila, poput otkrenutog zakrilca, usled čega se pritisak ispred mlaznog zakrilca (ispod krila) povećava, a iza njega smanjuje, izazivajući povećanje brzina strujanja iznad krila. Osim toga, stvara se reaktivna sila R, koju stvara mlaz koji teče.

Efikasnost mlaznog zakrilca zavisi od napadnog ugla krila, ugla izlaska mlaza i veličine sile potiska R. Koriste se za tanka, zakrivljena krila niskog omjera širine i visine. Mlazni zakrilac omogućava povećan koeficijent uzgona Su max 5-10 puta .

Za stvaranje mlaza koriste se plinovi koji izlaze iz turbomlaznog motora.

Danas je kratak članak za vraćanje reda u koncepte. Iako je glavni princip mojih priča maksimalna jednostavnost, očito, još uvijek ne možemo pobjeći od par ili dvije aerodinamičke definicije. Ipak, naravno, nećemo ići potpuno u divljinu, mislim... 🙂 Pa da počnemo.

Određivanje napadnog ugla

Radi praktičnosti, pričat ćemo o onome što već znamo, a vi već znate da to vrijedi za krilo u cjelini.

U jednom od prethodnih članaka govorili smo o sili dizanja koja nastaje pri strujanju oko asimetričnog profila, koji se nalazi paralelno sa strujanjem radi lakšeg razumijevanja (tj. pojednostavljena verzija). U stvari, svako krilo (tj. sam profil) nalazi se pod uglom u odnosu na njega. Dakle, postoji tako vrlo važan koncept kao što je. Hajde da to preciznije definišemo.

Minimalna udaljenost u pravoj liniji od nosa profila do njegovog vrha (između tačaka A i B) je tetiva profila. A ugao između tetive i smjera kretanja nadolazećeg toka je napadni ugao α . U ovom slučaju smatramo da je tok miran, odnosno neometani. Za ubuduće ću napomenuti da tok može biti laminaran, kada teče glatko, bez miješanja obližnjih slojeva, i turbulentan, kada nastaju vrtlozi i miješanje slojeva.

Aerodinamička sila

I ovdje možete otkriti mala tajna:-). U stvari, ne postoji sila dizanja kao nezavisna veličina. Ali, naravno, nisam vas prevario. Samo što pored podizanja (Y), postoji još jedna sila aerodinamičke prirode. Ovo je sila otpora vazduha (X). Otpor ima značajnu vrijednost i, posebno u prisustvu napadnog ugla, ne može se zanemariti. Obje ove sile zbrajaju vrijednost koja se naziva ukupna aerodinamička sila (R). To je ono što utiče na profil krila. Primjenjuje se u tački koja se zove centar pritiska. Zašto pritisak? Jer upravo tom silom vazduh „pritišće” profil.

Uvođenjem pojma javlja se još jedna stvar koja je veoma bitna i koja se ne može zanemariti. Kada se profil kreće pod uglom u odnosu na nadolazeći tok, čini se da je ovaj tok zakošen i dobija malo kretanja naniže. Kako zrak ima određenu masu, prema zakonu održanja količine gibanja, sila će djelovati na profil u suprotnom smjeru (tj. skoro prema gore), a ovisi o veličini ove mase. Učestvovat će i u formiranju ukupne aerodinamičke sile, a samim tim i sile dizanja profila, iako je jasno da sama ima nešto drugačiju prirodu formiranja od one o kojoj smo govorili.

Kada teče oko aeroprofila (i asimetričnog i bilo kojeg drugog), čini se da se ove dvije vrste sile podizanja međusobno nadopunjuju, a odlučujuću ulogu (po veličini) sada igra sila kao rezultat prisustva napadnog ugla. Sila dizanja koja nastaje prema Bernoullijevom zakonu igra sporednu ulogu, što se dešava u pravom avionu.

Zahvaljujući ovom fenomenu, gotovo sve, čak i ravna ploča, može letjeti. Za ovo postoji jedan uslov: mora postojati napadni ugao. Čim ploča postane neparalelna sa nadolazećim tokom, odmah se javljaju gore navedene aerodinamičke sile i proces počinje... Ovo je, generalno, važan koncept, ispostavilo se.

Završavajući ovaj članak, reći ću isto kao i prije. Danas smo spomenuli samo nekoliko pojmova i definicija iz kraljice avijacijskih nauka, aerodinamike. Upravo spomenuto! U stvari, ova nauka je koliko složena, toliko i zanimljiva. Međutim, nevjerovatna ljepota avijacije dostupna je svakome, čak i onima koji ne poznaju aerodinamiku... :)

P.S. U zaključku, predlažem da pogledate kratki video koji lijepo ilustrira tok oko profila ovisno o kutu napada i silama koje djeluju na njega. Visok krvni pritisak je prikazan crvenom bojom, nizak krvni pritisak plavom bojom.

P.S.S. Dvije ilustracije korištene u ovom članku preuzete su sa izvora http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile. Hvala njihovom autoru Konstantinu Bočkovu.