Aerodynamický profil křídla pro nízké rychlosti. Nejlepší profil

19.09.2023

Samotný pojem profilu je, myslím, každému jasný. Pamatujte na „profilové a čelní fotografie“...

profil křídla v proudu

Jednoduše řečeno, jedná se o průřez křídla (ne křídla, ale křídlo, na tom jsme se shodli).

Nicméně, zjednodušeně řečeno, ne tak docela, protože profil křídla- v oficiálním jazyce je to jedna z hlavních součástí tvořících letadlo a letadlo zvláště, protože křídlo je stále jeho nedílnou součástí. Kombinace určitého počtu profilů tvoří celé křídlo a mohou být různé po celém rozpětí křídla. A účel letadla a to, jak bude létat, závisí na tom, jaké jsou. Například vysokorychlostní a výškové letadlo má vždy tenký profil křídla s ostrou náběžnou hranou. Známými zástupci této třídy jsou letouny MIG-25 a MIG-31. Většina dopravních letadel pro cestující má přitom profil s velkou relativní tloušťkou a zaoblenou náběžnou hranou.

Typů profilů je poměrně dost, ale jejich tvar je zásadně vždy kapkovitý. Jakási silně protáhlá horizontální kapka. K dokonalosti má však tento pokles většinou daleko, protože zakřivení horní a spodní plochy je u různých typů odlišné, stejně jako tloušťka samotného profilu. Klasické je, když je spodní část blízko roviny a horní část je konvexní podle určitého zákona. Jedná se o tzv. asymetrický profil, ale existují i symetrické, kdy horní a spodní část mají stejné zakřivení.

Každý vzorek je matematicky vypočítán podle zákonů královny aeronautických věd aerodynamiky. A pak se fouká ve větrném tunelu v různých režimech, aby se simulovaly letové podmínky a získaly se potřebné vlastnosti.

Evoluce profilu křídla. Historický vývoj NASA.

Všechna získaná data pak mohou vývojáři různých letadel (od leteckých modelářů až po moderní letadla) využít k výběru vhodné možnosti. Existují dokonce i tzv. profilové tabulky. A profil křídla, o kterém mluvíme, se ve skutečnosti přesněji nazývá aerodynamický profil křídla, protože to je jeden z hlavních pojmů, se kterými aerodynamika operuje.

Vývoj aerodynamických profilů probíhal téměř od počátku historie letectví a probíhá dodnes.

To se provádí ve specializovaných institucích. Nejjasnějším představitelem tohoto druhu institucí v Rusku je TsAGI - Centrální aerohydrodynamický institut pojmenovaný po profesoru N.E. Žukovského. A v USA takové funkce plní Langley Research Center (divize NASA).

Fotky jsou klikatelné.

Superkritický profil křídla

Superkritický profil křídla umožňuje zvýšit účinnost letounu v transonickém Machově dosahu.

Vzhledem k tomu, že proud vzduchu nedostává stejné zrychlení přes plošší horní plochu, ve srovnání s konvenčním profilem se vytváří rázová vlna při vyšším Machově čísle. Výsledný ráz je slabší a menší. To vede k zeslabení tlakového gradientu v zadní části profilu a zvyšuje nosné vlastnosti křídla.

Výhody superkritického profilu:

Snížením rázových vln je možné použít menší úhel vychýlení křídla pro letoun s daným cestovním Machovým číslem. Problémy spojené se sweepem jsou tedy zmírněny.

Velká relativní tloušťka profilu umožňuje zvýšit pevnost a tuhost křídla při zachování stejné hmotnosti konstrukce. To také umožňuje vytvářet křídla s větším poměrem stran, což snižuje indukovaný odpor křídla;

Vnitřní objem křídla je zvětšen pro uložení paliva atd.

Použití nadkritického profilu křídla umožňuje:

Zvyšte užitečné zatížení. Pokud nezměníte cestovní M číslo, spotřeba paliva se sníží, což vám umožní převzít větší užitečné zatížení, prakticky bez zvýšení odporu letadla ve srovnání s letadlem s tradičním profilem křídla.

Zvýšení Machova čísla při zachování stejného užitečného zatížení lze zvýšit Machovo číslo prakticky bez zvýšení odporu.

Nevýhody nadkritického profilu

Zakřivení profilu ve tvaru S je dobré pro vysoká Machova čísla, ale zdaleka není ideální pro let nízkou rychlostí. S U MAX klesá, což vyžaduje dobře vyvinutou mechanizaci křídla k zajištění přijatelných charakteristik vzletu a přistání;

Odtoková hrana profilu má pozitivní zakřivení a vytváří větší vztlak, což vede k velkému potápěčskému momentu křídla. K jeho kompenzaci je zapotřebí větší vyvažovací výchylka vodorovné ocasní plochy, která vytváří další odpor.

Vysokorychlostní nárazy způsobené zastavením za rázovou vlnou mohou způsobit silné vibrace.

Aerodynamické vytápění

Vzduch se ohřívá kompresí a třením. Vzduch je stlačen v brzdných zónách před letadlem a při rázových vlnách a dochází k tření v mezní vrstvě.

Při pohybu vzduchem se povrch letadla zahřívá. To se děje při všech rychlostech, ale zahřívání se stává významným pouze při vysokých Machových číslech.

Obrázek ukazuje, jak se mění povrchová teplota letadla se změnou Machova čísla letu. Při M = 1,0 je nárůst teploty asi 40 °C. Když se číslo M zvýší nad 2,0, teplota stoupne natolik, že začnou nevratné změny ve struktuře tradičních hliníkových slitin. Proto se pro letadla s M ≥ 2,0 používají slitiny titanu nebo nerezová ocel.

Machův úhel

Pokud je skutečná rychlost letadla větší než místní rychlost zvuku, pak se zdroj vln akustického tlaku pohybuje rychleji než poruchy, které vytváří.

Uvažujme objekt pohybující se rychlostí V ve směru od A do D (viz obrázek níže). Když bylo tělo v bodě A, stalo se zdrojem rozrušení. Tlaková vlna se kulovitě šíří místní rychlostí zvuku, těleso však vlnu předběhlo a po cestě bylo také zdrojem zvukových tlakových vln. Šíření vln z bodů A, B a C je zakresleno odpovídajícími kružnicemi. Těleso se nachází v bodě D. Nakreslete tečnu k těmto kružnicím DE. Tato tečna představuje hranici šíření zvukových vln v okamžiku, kdy je těleso v bodě D.

Segment AE představuje místní rychlost zvuku (a), AD – skutečnou rychlost (V).

M = V/a (na obrázku M = 2,6).

Úhel ADE se nazývá Machův úhel a označuje se µ.

sin µ = a / V = 1 / M.

Čím větší je číslo M, tím ostřejší je Machův úhel. Při M 1,0 u = 90°.

Machův kužel

V trojrozměrném prostoru se zvukové vlny šíří sféricky. Pokud se jejich zdroj pohybuje nadzvukovou rychlostí, pak se překrývají a tvoří kužel poruch.

Poloviční úhel kužele je µ.

Obrázek ukazuje kužel poruch způsobených objektem pohybujícím se s číslem M 5,0.

Zóna vlivu

Při pohybu nadzvukovou rychlostí představuje Machův kužel hranici šíření zvukových poruch z letadla. Vše mimo kužel je mimo vliv poruch. Prostor uvnitř kužele se nazývá zóna vlivu letadla.

Ve skutečném letadle začíná Machův kužel šikmou rázovou vlnou, jejíž úhel je o něco větší než Machův úhel. To je způsobeno tím, že počáteční rychlost šíření rázové vlny je větší než místní rychlost zvuku.

Šok hlavy

Uvažujme nadzvukové proudění blížící se k náběžné hraně křídla. Aby se obešel okraj, musí se vzduch otočit pod velkým úhlem. Při nadzvukové rychlosti je to na tak krátkou vzdálenost nemožné. Rychlost proudění se prudce zpomalí na podzvukovou rychlost a před náběžnou hranou se vytvoří přímá rázová vlna.

Za skokem je vzduch inhibován a může proudit kolem náběžné hrany. Brzy poté se proudění opět zrychlí na nadzvukovou rychlost.

Ráz před letounem se nazývá příďový ráz. Je rovný v těsné blízkosti náběžné hrany, z ní pak přechází v šikmý skok.

Jak je patrné z obrázku, rázová vlna se tvoří i na odtokové hraně křídla, ale protože M číslo proudění za křídlem je větší než jedna, je tento ráz šikmý.

Rarefakční vlny

Předchozí text ukázal, jak může nadzvukové proudění obejít překážku se zpomalením na podzvukovou rychlost a vznikem rázové vlny. V tomto případě proudění ztrácí energii.

Uvažujme, jak se nadzvukový proud ohýbá kolem konvexního rohu.

Nejprve uvažujme podzvukové proudění.

Při proudění kolem konvexního rohu se rychlost podzvukového proudění prudce snižuje a tlak se zvyšuje. Nepříznivý tlakový gradient vede k oddělení mezní vrstvy.

Nadzvukový proud může obejít konvexní roh bez oddělení kvůli expanzi. Současně se zvyšuje rychlost proudění a snižuje se tlak, hustota a teplota. Chování nadzvukového proudění při přechodu vlny zředění je zcela opačné než při průchodu rázové vlny.

Následující obrázek ukazuje sérii vln zředění, když nadzvukový proud proudí kolem profilu křídla.

Po průchodu příďovou rázovou vlnou se stlačený nadzvukový proud může volně rozpínat a sleduje obrys povrchu. Protože nedochází k náhlým změnám parametrů v proudění, expanzní vlny nejsou podobné rázovým vlnám.

Při průchodu expanzními vlnami dochází v proudění k následujícím změnám:

Zvýšení rychlosti a Machova čísla;

Směr proudění se mění podle povrchu;

poklesy statického tlaku;

Hustota klesá;

Vzhledem k tomu, že změny nejsou náhlé, energie proudění se nesnižuje.

Zvukový klapot

Intenzita rázových vln klesá se vzdáleností od letícího letadla, ale energie akustických tlakových vln může stačit k vytvoření hlasité rány pro pozorovatele na zemi. Takové zvukové praskání jsou nedílnou vlastností nadzvukových letů. Zvuková vlna se pohybuje po zemském povrchu pozemní rychlostí letícího letadla.

Metody zlepšení ovladatelnosti v transsonické oblasti

Jak již bylo ukázáno, účinnost tradičních řídicích ploch klesá v transsonickém Machově rozsahu Jistého zlepšení lze dosáhnout použitím vírových generátorů.

Zásadního zlepšení ovladatelnosti však lze dosáhnout použitím:

Všepohyblivý stabilizátor;

Interceptory-křidélka.

Tyto ovládací plochy byly diskutovány v kapitole 11.

Svědění řídicích ploch lze předejít instalací úzkých pásků podél odtokové hrany, použitím tlumičů ovládací kabeláže nebo zvýšením tuhosti ovládací smyčky (síly z plochy jsou uzavřeny na pohonu).

Vzhledem k nárůstu a velké změně kloubových momentů na plochách řízení v transsonické oblasti je systém řízení zajišťován pohony řízení a mechanismy pro umělé vytváření sil na ovládací prvky.

Následující tabulka popisuje hlavní vlastnosti křivek nadzvukového proudění.

	Šikmý skok	Přímé závodění	Rarefakční vlny

Geometrie Dostihy	Skočit letadlo Nakloněno více než 90° od směru Pohyby toku	Skočit letadlo Kolmý Směr Pohyby toku
Přeměna Pokyny Tok	Na stranu Blížící se Tok	Nemění se	Pryč od Blížící se Tok
Přeměna Rychlosti Tok	Snižuje, ale Zbytky Nadzvukový	Sníženo na Podzvukový	Zvyšuje
Přeměna Tlak a Hustoty	Zvyšuje	Významně Zvyšuje	Snižuje se
Přeměna Tok	Snižuje se	Významně Snižuje se	Nemění se
Přeměna Teploty	Zvyšuje	Zvyšuje	Snižuje se

Zametené křídlo - shrnutí

Úhel vychýlení je úhel mezi čárou vedenou podél 25 % délek tětivy křídla a kolmicí ke kořenovému žebru křídla.

Účelem vytvoření rozmítání je zvýšit M CRIT. Všechny ostatní vlastnosti zameteného křídla jsou sekundární a nejčastěji negativní. Pozitivní efekt zvýšení M CRIT však převažuje nad všemi nevýhodami.

Boční vlastnosti zameteného křídla

Tendence k zastavení při vysokých úhlech náběhu se zvyšuje, zpočátku v oblasti špiček křídel. Aby se tomu zabránilo, jsou na horní a spodní ploše křídla použity aerodynamické hřebeny a řezy podél náběžné hrany (snížení proudění od kořene křídla ke špičkám).

Koncové zastavení proudění může způsobit přetažení podél úhlu náběhu - hlavní nevýhoda zameteného křídla.

Na druhé straně může vyzvednutí při stání vést k hlubokému stání (superstall).

Letouny, které vykazují tendenci se při vysokých úhlech náběhu zablokovat, musí být vybaveny zařízením, které aktivně brání přetažení (vytlačovač třmenu).

Při pilotování letadla v úhlech náběhu blízkých zastavení by mělo být řízení náklonu prováděno vychylováním křidélek s koordinovanými výchylkami směrovky. Ovládání jednoho kormidla může způsobit nadměrné klopné momenty. (Přiřazení rychlosti V SR demonstruje adekvátní boční kontrolu při použití křidélek.)

Ve srovnání s přímým křídlem je stejná část křídla se šípovým křídlem méně aerodynamicky účinná.

Při stejném úhlu náběhu bude CY menší.

C Y MAX bude menší a bude dosaženo při vyšším úhlu náběhu.

Gradient sklonu křivky C Y = f (α) bude menší.

Šikmé křídlo vyžaduje instalaci složité mechanizace křídla, lamel a vztlakových klapek, aby bylo dosaženo přijatelných charakteristik vzletu a přistání.

(Méně účinný typ lamel je instalován u kořene zameteného křídla, aby se zajistilo počáteční zastavení u kořene křídla)

Křidélka a stabilizátor u letounů se šikmými křídly jsou také provedeny šikmo, aby se předešlo rozvoji přetažení na ocasní ploše dříve než na křídle. (S rostoucím úhlem rozmítání se zvyšuje maximální přípustný úhel náběhu).

Ve srovnání s rovným křídlem dosahuje swept křídlo požadovaného součinitele vztlaku při vyšším úhlu náběhu, což je patrné zejména při létání v nízkých rychlostech.

Plochší sklon závislosti C Y = f (α) hraje pozitivní roli při létání v turbulentních podmínkách - letoun se stává méně citlivým na krátkodobé změny úhlu náběhu; menší změna G nastává při dopadu na stejný vertikální poryv.

Šikmé křídlo mírně zvyšuje směrovou stabilitu.

Šikmé křídlo výrazně (obvykle nadměrně) zvyšuje boční stabilitu.

Při letu rychlostí Mach > MCRIT vytváří zametené křídlo střemhlavý moment (fenomén vtažení do střemhlavého letu), proti kterému je na letounu instalován systém Mach trim.

Osa rotace křidélek na smeteném křídle není kolmá na protisměrné proudění, což snižuje efektivitu řízení letadla.

Celková aerodynamická síla a její průměty

Při výpočtu základních letových vlastností letadla a také jeho stability a ovladatelnosti je nutné znát síly a momenty působící na letadlo.

Aerodynamické síly působící na povrch letadla (tlak a tření) lze redukovat na hlavní vektor aerodynamických sil působících v centru tlaku (obr. 1), a dvojici sil, jejichž moment je roven hlavnímu momentu. aerodynamických sil vzhledem k těžišti letadla.

Rýže. 1. Celková aerodynamická síla a její průměty ve dvourozměrném (plochém) pouzdře

Aerodynamická síla je obvykle specifikována průměty na osy souřadnicového systému rychlosti (GOST 20058-80). V tomto případě projekce na osu , braný s opačným znaménkem se nazývá tažná síla , projekce na osu - aerodynamický vztlak , projekce na osu - aerodynamická boční síla . Tyto síly lze vyjádřit pomocí bezrozměrných koeficientů odporu , zdvih a boční síla , respektive:

; ; ,

kde je rychlostní tlak, N/m2; - rychlost vzduchu, m/s; r - hustota vzduchu, kg/m3; S- plocha křídel letadla, m2. Mezi hlavní aerodynamické charakteristiky patří také aerodynamická kvalita

Aerodynamické charakteristiky křídla, , závisí na geometrických parametrech profilu a křídla, orientaci křídla v proudění (úhel náběhu a a úhel skluzu b), parametrech podobnosti (Reynoldsova čísla Re a Mach), letu nadmořská výška H, stejně jako další parametry . Machova a Reynoldsova čísla jsou bezrozměrné veličiny a jsou určeny výrazy

Kde A je rychlost zvuku, n je kinematický součinitel viskozity vzduchu v m 2 /s, je charakteristický rozměr (zpravidla se předpokládá, že kde je průměrná aerodynamická tětiva křídla pro stanovení aerodynamických charakteristik). letadlo, někdy se používají jednodušší, přibližné metody. Letoun je považován za soubor jednotlivých dílů: křídlo, trup, ocas, motorové gondoly atd. Určují se síly a momenty působící na každou z jednotlivých částí. V tomto případě jsou použity známé výsledky analytických, numerických a experimentálních studií. Síly a momenty působící na letadlo zjistíme jako součet odpovídajících sil a momentů působících na každou jeho část s přihlédnutím k jejich vzájemnému ovlivnění.

Podle navržené metody se výpočet aerodynamických charakteristik křídla provádí, pokud jsou specifikovány určité geometrické a aerodynamické charakteristiky profilu křídla.

Výběr profilu křídla

Hlavní geometrické charakteristiky profilu jsou specifikovány následujícími parametry. Tětiva profilu je úsečka spojující dva nejvzdálenější body profilu. Tětiva rozděluje profil na dvě části: horní a spodní. Největší segment kolmý k tětivě, uzavřený mezi horním a spodním obrysem profilu, je tzv. tloušťka profilu c (obr. 2). Čára spojující středy segmentů kolmých k tětivě a uzavřená mezi horním a spodním obrysem profilu se nazývá střední čára . Největší segment kolmý k tětivě, uzavřený mezi tětivou a středovou čarou profilu, se nazývá zakřivení profilu f . Pokud , pak se volá profil symetrický .

Rýže. 2. Profil křídla

b- profilová tětiva; C- tloušťka profilu; F- zakřivení profilu; - souřadnice maximální tloušťky; - souřadnice maximálního zakřivení

Tloušťka C a zakřivení profilu F, stejně jako souřadnice a , se obvykle měří v relativních jednotkách , , , nebo procentech , , , .

Volba profilu křídla je spojena se splněním různých požadavků na letoun (zajištění požadovaného doletu, vysoké spotřeby paliva, cestovní rychlosti, zajištění bezpečných podmínek pro vzlet a přistání atd.). U lehkých letadel se zjednodušenou mechanizací křídla je tedy třeba věnovat zvláštní pozornost zajištění maximální hodnoty součinitele vztlaku, zejména při vzletu a přistání. Taková letadla mají zpravidla křídlo s velkou relativní tloušťkou profilu % = 12 ¸ 15 %.

U letadel dlouhého doletu s vysokými podzvukovými rychlostmi letu, u kterých je díky mechanizaci křídla dosaženo nárůstu režimů vzletu a přistání, je kladen důraz na dosažení lepších výkonů v cestovním režimu, zejména na poskytování režimů.

U nízkorychlostních letadel se výběr profilů provádí z řady standardních (běžných) profilů NACA nebo TsAGI, které lze v případě potřeby upravit ve fázi předběžného návrhu letadla.

Na lehkých cvičných letounech tak lze použít profily NACA se čtyřmístným označením, a to pro konce křídel a ocasních ploch. Například profily NACA2412 (relativní tloušťka % = 12 %, souřadnice maximální tloušťky % = 30 %, relativní zakřivení % = 2 %, maximální souřadnice zakřivení % = 40 %) a NACA4412 ( % = 12 %, % = 30 %, % = 4 %, % = 40 %) mají v oblasti kritického úhlu náběhu poměrně vysokou hodnotu a plynulé přetažení.

Pětimístné profily NACA (řada 230) mají největší zdvih ze všech standardních sérií, ale jejich vlastnosti při stání jsou méně příznivé.

Profily NACA s šestimístným označením („laminární“) mají nízký profilový odpor v úzkém rozmezí hodnot koeficientů. Tyto profily jsou velmi citlivé na drsnost povrchu, nečistoty a nánosy.

Klasické (konvenční) profily používané na letadlech s nízkými podzvukovými rychlostmi se vyznačují poměrně velkými místními poruchami (zřídkavostí) na horní ploše, a tedy malými hodnotami kritického Machova čísla. Kritické Machovo číslo je důležitý parametr, který určuje velikost odporu letadla (v > oblastech lokálního nadzvukového proudění a dodatečného odporu vln se objevují na povrchu letadla).

Aktivní hledání cest ke zvýšení cestovní rychlosti letu (bez zvýšení odporu letadla) vedlo k potřebě najít cesty k jejímu dalšímu zvýšení oproti klasickým rychlostním profilům. Tento způsob zvýšení má snížit zakřivení horní plochy, což vede ke snížení poruch na značné části horní plochy. S malým zakřivením horního povrchu nadkritického profilu křídla klesá podíl vztlakové síly, kterou vytváří. Pro kompenzaci tohoto jevu je ocasní část profilu oříznuta plynulým ohnutím směrem dolů (efekt „klapky“). V tomto ohledu má průměrná linie nadkritických profilů charakteristiku S- tvarovaný vzhled, s ohybem ocasní části směrem dolů. Superkritické profily jsou zpravidla charakterizovány přítomností negativního zakřivení v nosu profilu. Zejména na letecké show MAKS 2007 byl v expozici JSC Tupolev představen model letounu TU-204-100SM se zkráceným křídlem, který umožňuje získat představu o geometrických charakteristikách profilu. v kořenové části křídla. Z fotografie níže (obr. 3.) je vidět, že profil má „břicho“ a poměrně plochou horní část, charakteristickou pro superkritické profily. Superkritické profily ve srovnání s konvenčními vysokorychlostními profily umožňují zvýšit tloušťku přibližně o = 0,05 ¸ 0,12 nebo zvýšit tloušťku o % = 2,5 ¸ 5 %. Použití silnějších profilů umožňuje zvětšit stranový poměr l křídla o = 2,5 ¸ 3 nebo zmenšit úhel sklonu křídla c přibližně o = 5 ¸ 10° při zachování hodnoty .

Rýže. 3. Profil křídla letounu TU-204-100SM

Použití superkritických profilů křídel v uspořádání šikmých křídel je jedním z hlavních směrů pro zlepšení aerodynamiky moderních dopravních a osobních letadel.

Je třeba poznamenat, že i přes nepochybnou výhodu superkritických profilů ve srovnání s konvenčními, mezi jejich nevýhody patří zvýšení hodnoty koeficientu střemhlavého momentu a tenká ocasní část profilu.

Základní geometrické a aerodynamické charakteristiky křídla s konečným rozpětím

V posledních 30 - 40 letech bylo hlavním typem křídla pro podzvuková letadla na dlouhé tratě šikmé (c = 30 - 35°) křídlo s poměrem stran, vyrobené se zužujícím se h = 3 ¸ 4. Potenciální osobní letoun prezentovaný na leteckém dni MAKS - 2007 (Tu - 334, Suchoj Superjet 100) měl prodloužení. Pokroku ve zvyšování poměru stran křídla bylo dosaženo především použitím kompozitních materiálů v konstrukci křídla.

Rýže. 4. Jednopanelové křídlo

Řez křídla v rovině souměrnosti se nazývá kořenový profil , a jeho akord je vykořenit ; na koncích křídel, resp. koncový profil A koncová tětiva . Vzdálenost od jednoho koncového profilu k druhému se nazývá rozpětí křídel . Tětiva profilu křídla se může podél jeho rozpětí měnit. Poměr kořenové tětivy a tětivy koncové se nazývá zúžení křídla h. Vztah se nazývá prodloužení křídla . Zde S- oblast průmětu křídla na rovinu kolmou k rovině symetrie křídla a obsahující kořenovou tětivu. Pokud jsou během letu konce vychýleny vzhledem ke kořenové části, mluví o zametání křídel . Na Obr. Obrázek 4 ukazuje úhel mezi kolmicí k rovině souměrnosti a náběžnou hranou křídla, která určuje zametání náběžné hrany . Mluví se také o uhlí zametání odtokové hrany , ale nejdůležitější je úhel (nebo jen c) zamést podél linie zaostření , tj. podél linie spojující ohniska profilů křídla podél jeho rozpětí. Při nulovém vychýlení podél ohniskové linie křídla s nenulovým zúžením nejsou okraje křídla kolmé k rovině symetrie křídla. Obecně se však považuje spíše za rovné než zametené křídlo. Pokud jsou konce křídla vychýleny dozadu vzhledem ke kořenové části, pak říkají o pozitivním zametání , pokud vpřed - o negativní . Pokud náběžná a zadní hrana křídla nemají zalomení, pak se vychýlení podél rozpětí nemění. V opačném případě může zametání změnit svůj význam a dokonce i znamení.

Moderní šikmá křídla s úhlem sklonu c = 35° pro podzvuková dálková letadla, určená pro cestovní rychlosti odpovídající = 0,83 ¸ 0,85, mají průměrnou relativní tloušťku křídla % = 10 ¸ 11 % a nadkritická křídla s úhlem vychýlení c = 28 ¸ 30° (pro pokročilá letadla) asi % = 11 ¸ 12 %. Rozložení tloušťky podél rozpětí křídla je určeno z podmínek pro realizaci daného užitečného objemu a minimálního odporu vln. Pro realizaci posuvného efektu v bočních partiích šípových křídel jsou použity profily s „více předsunutým“ umístěním bodu maximální tloušťky oproti zbytku křídla.

Pokud nejsou umístěny ve stejné rovině, má křídlo geometrické zkroucení (obr. 6), charakterizované úhlem j.

Rýže. 6. Koncové a kořenové profily křídla v přítomnosti geometrického zkroucení

Studie aerodynamických modelů letadel ukázaly, že použití superkritických profilů v kombinaci s geometrickým zkroucením umožňuje poskytovat. Tato práce využívá přibližnou metodu pro stanovení aerodynamických charakteristik křídla, založenou na použití experimentálních dat. Výpočet aerodynamických koeficientů a křídla se provádí v několika fázích. Výchozími údaji pro výpočet jsou některé geometrické a aerodynamické charakteristiky profilu. Tyto údaje lze čerpat zejména z profilového atlasu.

Na základě výsledků výpočtu aerodynamických koeficientů je sestrojena závislost a polární závislost . Typická podoba těchto závislostí pro nízké podzvukové rychlosti je uvedena na Obr. 7 a Obr. 8.

Účel práce

Prozkoumejte proudění kolem profilu křídla bez zohlednění jeho rozpětí, tzn. křídla nekonečného rozpětí. Zjistěte, jak se mění vzor proudění kolem profilu, když se mění úhel náběhu. Studie bude provedena pro tři režimy – podzvukový vzlet a přistání, podzvukové křižování a nadzvukové lety. Určete vztlakové a vztlakové síly působící na křídlo. Postavte křídelní polárku.

STRUČNÁ TEORIE

Profil křídla– řez křídlem rovinou rovnoběžnou s rovinou souměrnosti letadla (řez AA). Někdy je profil chápán jako řez kolmý k náběžné nebo odtokové hraně křídla (řez B-B).

Profilová tětiva b – segment spojující nejvzdálenější body profilu.

Rozpětí křídel l – vzdálenost mezi rovinami rovnoběžnými s rovinou symetrie a dotýkajícími se konců křídla.

Centrální (kořenová) tětivab 0 – tětiva v rovině symetrie.

Konec akordub K – akord v koncové části.

Úhel náběhu hranyχ PC – úhel mezi tečnou k přímce náběžné hrany a rovinou kolmou na středovou tětivu.

Jak bylo uvedeno v předchozím díle, celková aerodynamická síla R se rozkládá na zvedací sílu Y a odporovou silou X:

Zvedací a tažné síly se určují pomocí podobných vzorců:

Kde C Y A S X– koeficienty vztlaku a aerodynamického odporu;

ρ – hustota vzduchu;

PROTI– rychlost těla vzhledem ke vzduchu;

S- efektivní oblast těla.

Ve výzkumu se většinou nezabývají samotnými silami Y A X a s jejich koeficienty C Y A C X .

Uvažujme proudění vzduchu kolem tenké desky:

Pokud nainstalujete desku podél toku (úhel náběhu je nulový), bude tok symetrický. V tomto případě není proud vzduchu vychylován deskou a zvedací silou Y rovna nule. Odpor X minimální, ale ne nulové. Vznikne třecími silami molekul vzduchu na povrchu desky. Celková aerodynamická síla R je minimální a shoduje se s odporovou silou X.

Začneme talíř po troškách vychylovat. V důsledku zkosení toku se okamžitě objeví zdvihací síla Y. Odpor X se mírně zvyšuje v důsledku zvětšeného průřezu desky vzhledem k toku.

Jak se postupně zvyšuje úhel náběhu a stoupá sklon proudění, vztlaková síla se zvyšuje. Je zřejmé, že roste i odpor. Zde je třeba poznamenat, že při nízkých úhlech náběhu vztlak roste výrazně rychleji než odpor.

Jak se úhel náběhu zvětšuje, je pro proudění vzduchu stále obtížnější proudit kolem desky. Přestože se zdvih stále zvyšuje, je pomalejší než dříve. Ale odpor roste rychleji a rychleji a postupně předbíhá růst vztlaku. V důsledku toho celková aerodynamická síla R se začne naklánět dozadu.

A pak se najednou obraz dramaticky změní. Proudy vzduchu nemohou plynule obtékat horní povrch desky. Za talířem se vytvoří silný vír. Zdvih prudce klesá a odpor se zvyšuje. Tento jev v aerodynamice se nazývá FLOW START. „Utržené“ křídlo přestává být křídlem. Přestane létat a začne padat

Ukažme si závislost součinitelů vztlaku S Y a odporové síly S X z úhlu útoku α na grafech.

Spojme výsledné dva grafy do jednoho. Na ose x vyneseme hodnoty koeficientu odporu S X a podél ordináty - součinitel vztlaku S Y .

Výsledná křivka se nazývá WING POLAR - hlavní graf charakterizující letové vlastnosti křídla. Vynesení hodnot koeficientů vztlaku na souřadnicových osách C Y a odpor C X, tento graf ukazuje velikost a směr celkové aerodynamické síly R.

Pokud předpokládáme, že se proud vzduchu pohybuje podél osy C X zleva doprava a střed tlaku (bod působení celkové aerodynamické síly) je umístěn ve středu souřadnic, pak pro každý z dříve diskutovaných úhlů náběhu bude vektor celkové aerodynamické síly vycházet z počátek k polárnímu bodu odpovídajícímu danému úhlu náběhu. Na polárce můžete snadno označit tři charakteristické body a jim odpovídající úhly náběhu: kritický, ekonomický a nejvýhodnější.

Kritický úhel náběhu– toto je úhel náběhu, při překročení se průtok zastaví. Ve stejnou dobu S Y maximální a letadlo lze udržet ve vzduchu při minimální možné rychlosti. To je užitečné během přiblížení na přistání. Viz bod (3) na obrázcích.

Ekonomický úhel útoku- to je úhel náběhu, při kterém je aerodynamický odpor křídla minimální. Pokud nastavíte křídlo na ekonomický úhel náběhu, bude se moci pohybovat maximální rychlostí.

Nejvýhodnější úhel náběhu je úhel náběhu, při kterém je poměr koeficientů vztlaku a odporu vzduchu C Y /C X maximum. V tomto případě je úhel odchylky aerodynamické síly od směru proudění vzduchu maximální. Když je křídlo nastaveno na svůj nejpříznivější úhel náběhu, doletí nejdále.

Aerodynamická kvalita křídla je poměr koeficientů C Y /C X při nastavení křídla do nejpříznivějšího úhlu náběhu.

Pracovní řád

Výběr profilu křídla:

Rozsáhlá knihovna leteckých profilů je k dispozici na webových stránkách University of Illinois: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Zde byla shromážděna databáze přibližně 1600 různých profilů křídel. U každého profilu je jeho obrázek (ve formátu *.gif) a tabulka souřadnic horní a dolní části profilu (ve formátu *.dat). Databáze je volně dostupná a je neustále aktualizována. Tato stránka také obsahuje odkazy na další knihovny profilů.

Vyberte libovolný profil a stáhněte si soubor *.dat do svého počítače.

Úprava souboru *.dat se souřadnicemi profilu:

Před importem souboru se souřadnicemi profilu do SW je nutné jej opravit v Microsoft Excelu. Ale pokud tento soubor přímo otevřete v Excelu, pak se všechny souřadnice objeví v jednom sloupci.

Potřebujeme souřadnice X A Y profily byly v různých sloupcích.

Nejprve tedy spustíme Excel a poté z něj otevřeme náš soubor *.dat. V rozevíracím seznamu vyberte „Všechny soubory“. V průvodci textem určíme formát dat - oddělovacím znakem „Mezera“.

Teď X A Y každá souřadnice ve svém vlastním sloupci:

Nyní vymažeme řádek 1 s textem, řádek 2 s nadbytečnými daty a prázdný řádek 3. Dále prohlédneme všechny souřadnice a také vymažeme prázdné řádky, pokud nějaké existují.

Přidáme také třetí sloupec pro souřadnice Z. V tomto sloupci vyplňte všechny buňky nulami.

A posuneme celý stůl doleva.

Upravený soubor *.dat by měl vypadat nějak takto:

Uložte tento soubor jako textový soubor (oddělený tabulátory).

Vytvoření profilu v SW:

V SW vytvoříme nový díl.

Spusťte příkaz „Curve through XYZ points“ na záložce „Elements“.

Otevře se okno:

Klikněte na OK a vložte křivku profilu křídla do dokumentu.

Pokud se zobrazí varování, že křivka se samoprotíná (u některých profilů je to možné), je třeba ručně upravit soubor v aplikaci Excel, aby se samoprůnik eliminoval.

Nyní je potřeba tuto křivku převést na skicu. Chcete-li to provést, vytvořte náčrt na přední rovině:

Spustíme příkaz „Transform Objects“ na záložce „Sketch“ a určíme naši profilovou křivku jako prvek, který má být transformován.

Protože původní křivka je velmi malá (tetiva profilu je pouze 1 mm!), pomocí příkazu „Scale Objects“ zvětšíme profil tisíckrát tak, aby hodnoty aerodynamických sil víceméně odpovídaly skutečným .

Zavřete skicu a pomocí příkazu Vytáhnout nálitek/základ vytáhněte skicu do objemového modelu o délce 1000 mm. Vytlačit můžete vlastně na libovolnou délku, vyřešíme problém dvourozměrného toku.

Vyfukování profilu v modulu Flow Simulation:

Výsledný profil je nutné foukat ve třech rychlostních režimech: podzvukový vzlet a přistání (50 m/s), podzvukové křižování (250 m/s) a nadzvukový (500 m/s) při různých úhlech náběhu: –5°, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.

V tomto případě je nutné pro každý případ zkonstruovat obrázky příčného řezu a určit vztlakové a odporové síly působící na profil.

Je tedy nutné provést výpočet ve Flow Simulation 18krát a vyplnit následující tabulku:

Režim rychlosti		Úhly náběhu, stupně
Režim rychlosti
Podzvukový vzlet a přistání,
Podzvukový vzlet a přistání,
Podzvukový křižování,
Podzvukový křižování,
Nadzvukový,
Nadzvukový,

Rotace křídla v SW se provádí pomocí příkazu Move/Copy Bodies.

Obecná nastavení projekt jsou následující: typ problému (vnější bez zohlednění uzavřených dutin), typ tekutiny (vzduch, laminární a turbulentní proudění, velká Machova čísla pro nadzvukový režim), rychlost ve směru osy X PROTI X= 50, 250 a 500 m/s. Zbývající parametry ponecháme jako výchozí.

Ve vlastnostech výpočetní oblasti označujeme typ problému – 2D modelování.

Naznačujeme účel výpočtu– povrchní, označte průměrnou rychlostí X A Y, stejně jako pro síly na X A Y.

Na závěr je sestrojeno 6 grafů - závislost zdvihové síly Y a odporové síly X z úhlu útoku α , stejně jako 3 křídelní poláry.

Bezpečnostní otázky

Co je profil křídla?

Jaký je úhel náběhu?

Co je rozpětí křídel?

Jak se liší proudění kolem křídla o konečném rozpětí od proudění kolem křídla s nekonečným rozpětím?

Co je to křídlový akord?

Jaké jsou akordy křídla?

Jak určit vztlakovou a brzdnou sílu (vzorce)?

Jak vypadají grafy závislostí? C Y A C X z úhlu útoku α ?

Co je křídlo polární?

Jaké charakteristické body jsou na polárce?

Jaká je aerodynamická kvalita křídla?

Jsou určeny tvarem profilu, půdorysem a čelním pohledem na křídlo.

Profil křídla je tvar (obrys) řezu křídla získaný z průsečíku křídla s rovinou rovnoběžnou s rovinou souměrnosti letadla. Obrázek 3.2 ukazuje tvary profilů křídel.

Rýže. 3.2 Tvary profilu křídla

1 - symetrický; 2 - není symetrický; 3 - plankonvexní; 4 - bikonvexní; 5 - ve tvaru S 6 - laminované; 7 - lentikulární; 8 - kosočtvercový tvar; 9 - D výrazné

Křídla prvních letounů byly tenké zakřivené pláty.

V letech 1910-1912 NE. Zhukovsky byl teoreticky vyvinut konkávní profil křídla 4, s vysokou nosností.

Později jsme se přestěhovali do plankonvexní A bikonvexní profily 2,3.

ve tvaru písmene S profily 5 mají nejlepší vlastnosti stability. Laminované profily 6 mají snížený odpor při letu maximální rychlostí.

Vyvinuto pro nadzvuková letadla čočkovitý profily křídla 7 tvořené průsečíkem kruhových oblouků.

Používají se pro hypersonické lety kosočtvercového tvaru A klínovitý profily 8,9, navržené K.E. Ciolkovskij.

Hlavní charakteristiky profilu křídla jsou (obr. 3.3):

Relativní tloušťka;

Relativní zakřivení;

Souřadnice maximální tloušťky.

Rýže. 3.3 Geometrické charakteristiky profilu

Akord b nazývaný segment spojující bod náběžné hrany a bod tokové hrany a koncové body profilu.

Relativní tloušťka je poměr maximální tloušťky profilu k jeho tětivě, měřeno jako procento délky tětivy:

Zde: c max - maximální tloušťka. Toto je vzdálenost mezi horním a spodním sklonem profilu

Relativní tloušťka profilů křídel moderních podzvukových letadel leží uvnitř 10 – 15%, a nadzvukové – uvnitř 2,5 – 5%. Čím tenčí je profil, tím nižší je odpor křídla. Ale s takovým profilem se zhoršují nosné vlastnosti a pevnostní charakteristiky křídla.

Maximální souřadnice tloušťky profil . Měřeno jako procento akordu, počítáno od špičky akordu:

Pro podzvukové profily se rovná 25 – 30%, pro nadzvukový se rovná 50%. Tato souřadnice ukazuje, kde se nachází přechodový bod proudění laminární mezní vrstvy do turbulentního.

Relativní zakřivení(konkávnost) profilu je poměr šipky průhyb středové osy profilu k jeho tětivě, měřeno v procentech:

Zde: f max – maximální zakřivení (šipka vychýlení).

Šipka vychýlení nazývá se maximální odchylka střední čára profil z jeho tětivy.

Střední čára profil je čára procházející středy segmentů spojující body se stejnou souřadnicí na horním a dolním obrysu profilu.

Relativní zakřivení profilů křídel moderních letadel se uvnitř liší od 0 % na 2%.

Relativní tloušťka a relativní zakřivení profilů křídla jsou důležité charakteristiky ovlivňující vztlak křídla

Na základě aerodynamických požadavků a konstrukčních úvah je křídlo sestaveno z profilů s různými relativními tloušťkami. Z důvodu pevnosti jsou v kořenových částech křídla instalovány silnější profily a na koncích křídla tenčí.

Pro získání požadovaných charakteristik stability se zakřivení profilů zvětšuje od kořene ke koncům křídla. Tato křídla se nazývají aerodynamicky zkroucené.

Tětivy profilů tvořících křídlo mohou mít různé úhly vůči ose trupu, které jsou větší u kořene křídla a menší na konci. Taková křídla se nazývají geometricky zkroucené. Úhel tvořený tzv. průměrnou aerodynamickou tětivou křídla ( SAR ) s osou trupu, tzv úhel křídla(Obr.3.3-1).

Obr.3.3-1 Úhel křídla