border=0


Аеронаутички инжењеринг Управно право Управно право Белорусије Алгебра Архитектура Безбедност живота Увод у професију "психолог" Увод у културу економије Виша математика Геологија Геоморфологија Хидрологија и хидрометрија Хидросистеми и хидромашине Историја Украјине Културологија Културологија Логика Маркетинг Машинерија Медицинска психологија Управљање Метали и заваривање Методе и инструменти за мерење електричних величина ekonomija Нацхертателнаиа geometrija Основе экономицхескои t ории Заштита рада дизајна пројекат тактика процеса и структура размишљања Профессионалнаиа Психологија Психологија Психологија управљање модерне фундаменталные и истраживања прикладные у приборостроении социјалне психологије Социјално-философскаиа проблема Социологија Статистика Теоријске Основе информатику теорије аутоматску регулацију теорије вероватноће ТРАНСПОРТНОЕ право туроператор Ухоловное право Ухоловныи процес управљања современным производног Физика Физицхеские феномен Филозофија хлађења и екологија Економија Историја економије Основи економије Економија привреде Економска историја Економска теорија Економска анализа Економски развој ванредних ситуација у ЕУ ВКонтакте Колеге из света Мој свет факсимил ЛивеЈоурнал Инстаграм

ПОВРШИНСКИ ОСВЈЕТНИК (ТИЈЕЛО)




Површина трупа (тела) испраног током протока ( ), назива се површина бочне површине трупа (кућишта) без посебних лежајева и надградњи. Површина трупа се одређује прорачунском схемом, узимајући у обзир карактеристике оквира.

Поред горе наведених геометријских параметара, за трупе са аксијалним или бочним улазима ваздуха и доњим резом (рис.1.15, 1.16), површина улаза ваздуха и доњи рез . Еквивалентни пречници улазног и доњег реза су:

Фиг.1.15. Труп са аксијалним усисом ваздуха и доњим резом

Фиг. 1.15. Геометријски облик трупа са бочним улазима ваздуха

Труп са бочним доводом ваздуха подељен је у носне и проточне делове (види слику 1.16). Проточни део трупа сматра се посебним трупом дужине са подручјем улаза у конвенционални довод ваздуха

где - укупна површина два улазна отвора бочних ваздушних отвора (одређена на пројекцији профила равнине, сл.1.16);

- подручје средњег дијела носа трупа.

Продужење носних и проточних делова трупа се одређује одговарајућим еквивалентним пречницима:

где - еквивалентни пречник прамца трупа

- еквивалентни пречник трупа (израчунат према формули 1.43).

То одређује геометријске параметре авиона потребног за аеродинамички прорачун, у зависности од његовог аеродинамичког изгледа ..

1.5. Критични број М

Методологија за израчунавање основних аеродинамичких карактеристика авиона зависи од степена летења броја М. Целокупан распон бројева лета М (од 0 до 5) по природи интеракције авиона са околним ваздухом подељен је у три интервала:

- Субсониц ( );

- сонар (трансоничан) ( );

- суперсонично ( )

Карактеристични број М, који раздваја подзвучне брзине од трансоничне, је критични број М-лета. Критични број М ( ) Уобичајено је да се такав број М летова назива, при чему на крилу по први пут локална брзина струје постаје једнака брзини звука.


border=0


Као што из дефиниције следи, као критични број, прихвата се равнина М крила, као труп је свакако много већи крила

Значење крила углавном зависе од релативне дебљине и облик профила, угао главе стрелице χ , издужење λ и коефицијент силе подизања в из крила и одређује се по формули [1]

,

где - значење профил, дефинисан на сл.1.17;

- амандман који узима у обзир ефекат проширења крила на број , је дефинисано на сл.1.18;

- амандман који узима у обзир утицај стрелица крила дуж линије максималне дебљине бројем , је дефинисано на сл.1.19.

Графикон на слици 1.17 одговара симетричном профилу са заобљеном предњом ивицом. Ако профил има оштру предњу ивицу, онда вредност , пронађено према распореду (сл.1.17), треба смањити. На пример, за профиле у облику леће од 3% ... 5%, а за ромб - за 10% ... 12%.

За не-стресна крила великог издужења, критични број може се претпоставити да је једнак критичном броју профил

Критични број трупа М и мотогондола може се процијенити помоћу ове формуле

Фиг.1.17. Зависност за симетричне профиле.

Фиг.1.18. Утицај продужетка крила проф


Фиг. 1.19. Утицај крила стреличара


ОДЕЉАК 2. СНАГА ЗА ВАЗДУХОПЛОВСТВО

2.1. Фактор подизања авиона

Подизање равнине са хоризонталним перјем у општем случају може се представити као збир три термина: сила подизања крила ( ), сила подизања хоризонталног облака ( ) и сила подизања трупа ( )



Сваки од ових термина се изражава кроз одговарајуће факторе подизања како следи:

Овде: - коефицијенти силе подизања крила, хоризонталног облака и трупа;

- предња светла великих брзина у подручју крила, водоравног облака и трупа (претпоставља се да притисак високих брзина у трупу одговара брзини притиска проточне струје, тј. ;

- испрана површина крила и хоризонтални облак и површина средњег дијела трупа.

Замена израза (2.2) у једначину (2.1) и узимање у обзир тога , ми ћемо писати

Подела на једнакост (2.3) , примићемо

где са и - коефицијент подизања авиона;

к, к кр , к - брзине проточне струје у подручју крила и водоравног облака.

Једнаџба (2.4) након диференцијације у куту напада у тачки ће имати следећи облик

У резултујућем изразу (2.5) однос омотница велике брзине и карактерише инхибицију протока у региону крила (ако се хоризонтални прамен налази испред крила) и на подручју хоризонталног перја (ако се хоризонтални прамен налази иза крила).

Деривативе Карактерише силу подизања крила, узимајући у обзир утицај трупа на његову величину. За погодност израчунавања деривата изражен кроз деривацију изолованог крила, састављеног од испраних делова, и коефицијент интерференције крила и трупа К и

Деривативе Карактерише величину подизне силе коју ствара хоризонтална водоводна инсталација без узимања у обзир балансирања у ваздуху у присуству трупа. На величину силе подизања хоризонталног облака, која се налази иза крила, или крила, испред којих је хоризонтални облак, утиче нагиб тока. Кутови нагиба протока нису једнаки по ширини носеће површине. Стога увести појам просечног угла стожастог тока - условна, константна у брзини угла косине потока, изазивајући исти ефекат као и стварно поље угла косине . Ако прихватите зависност близу линеарног (што је тачно код угла напада), онда се угао напада хоризонталног перја може записати као

Онда дериват узимајући у обзир утицај крила и трупа на њега ће се евидентирати на сљедећи начин

где - дериват капацитета дизања изолованог хоризонталног водовода, испраног струјом, на нападни угао;

К и - коефицијент интерференције хоризонталног перја и трупа;

- изведен од средњег угла поплавног нагиба на углу напада.

Деривативе карактерише величину силе подизања створене трупом. Код углова напада, овај дериват је близак деривату изолованог трупа

=

Дакле, за авион уобичајене шеме (хоризонтални облак се налази на задњем делу крила), израз (2.5) ће бити написан као

и за авионе типа патке

Коефицијент силе подизања авиона при продужавању крила и бројеве линеарно зависи од угла напада (у опсегу летачких углова напада) и стога се може израчунати по формули

где - дериват, условљен изразима (2.10) или (2.11);

- угао напада авиона;

- Угао напада нулте силе подизања.

Из израза (2.12) следи да се одреди коефицијент лифта авион на одређеном углу напада довољно је пронаћи дериват авионом, с обзиром на угао познат.

Размотрите инжењерски метод израчунавања деривата авион описан изразима (2.10) или (2.11), у опсегу бројева лета.

2.2. Израчунавање деривата крила и хоризонтално перје

Деривативе трапезоидно крило зависи од брзине (број М) лета, облика крила у плану, које карактерише издужење , сужавање , угао стрелице и од релативне дебљине профила . Приказани геометријски параметри крила сложеног облика у плану израчунати су како је назначено у 1.3, а цијели аеродинамички прорачун се изводи на еквивалентном трапезоидном крилу.

Код подзвучних, скоро звучних и умерених суперсоничних брзина лета, дериват је Изоловано крило и хоризонтално перје одређују се графичким зависностима (слика 2.1), добијене генерализацијом експерименталних података. Да би користили ове графичке зависности, потребно је израчунати параметре сличности [1]: , , (ако ) и (ако ) Сужавање крила има мали утицај на дериват у разматраном опсегу бројева М, тако да су подаци за крила са различитим ограничењима упросјечени. У области скоро звучне брзине лета на деривату Крила имају значајан утицај на параметар . У прелазу на подзвучне или суперсоничне брзине овај ефекат слаби.

2.3. Коефицијент сметњи крила (хоризонтални водовод) и трупа

Облик крила или хоризонталне водоводне инсталације у комбинацији са трупом значајно се разликује од природе тока изолованих дијелова авиона. Дакле, у изразима (2.6), (2.8) и (2.10), (2.11) постоје додатни коњугати и узимајући у обзир ту разлику, узроковану међусобним утјецајем (интерференцијом) носивих површина трупа.

Коефицијенти и узети у обзир утицај трупа на силу подизања крила и хоризонтални облак при промени угла напада ( , ), утицај крила и хоризонталног облака на силу дизања трупа када се промени угао напада ( , ) и представљени су као сума:

Према теорији танког тела, коефицијенти интерференције и не зависе од броја М и одређују се само релацијом где - ширину трупа на месту повезивања са површином лежаја, - померање површине лежаја.

Ако је труп округлог попречног пресјека, онда за крило и хоризонтални коефицијент паре може се одредити или графом на сл.2.2, или формулом (2.15).

2.1. Зависност деривата изоловано крило на геометријским параметрима и број М летова

Фиг.2.2. Зависност и од (труп округлог пресека)

Ако је труп елиптичног пресека или блиске раскрснице, онда се приближно може сматрати да је

где - однос висине трупа према његовој ширини;

- коефицијент интерференције израчунат за труп округлог пресека са (види израз 2.15).

Сматра се [6] да је релација (2.16) валидна за и .

Ако је труп постављен са крилом или хоризонталним облаком према шеми "ниска равнина" или "висока равнина" и има облик попречног пресека у близини полукруга или полу-елипсе, онда се фактор интерференције може одредити на следећи начин:

где - коефицијент интерференције, који је дефинисан изразима (2.15) или (2.16);

- однос укупне површине крила (перје) према дијелу који је испран.

Ако је труп правоугаоног пресека распоређен са крилом (перје) према шеми "високе равни", тада се коефицијенти интерференције могу апроксимирати изразом (2.17) за полукружно пресек.

2.4. Дериват средњег угла поплаве косине на углу напада

Дериват средњег угла закошеног тока у подручју водоравног облака на углу напада има значајан утицај на својства носивости хоризонталног облака и стога се узима у обзир у прорачуну деривата (види изразе 2.8 и 2.10).

За авион уобичајене шеме, дериват је може се израчунати према следећој приближној формули

Где је - замах крила испран протоком;

- Удаљеност између слободних вртлога изолованог крила;

- ширину трупа на споју са крилом;

- фактор интерференције, одређен према графу на слици 2.2;

- коефицијент, узимајући у обзир удаљеност између крила и хоризонталног перја.

ако ,

ако .

Ево - растојање између слободних вртлога крила авиона;

к је растојање између аеродинамичких плочица изолованог крила и изолованог хоризонталног перја (могуће је претпоставити да се фокус крила и перја налази на удаљености када и на удаљености када );

- коефицијент, узимајући у обзир вриједност уклањања водоравног облака на оси из равни слободних вртлога

Ево - сувишак бочног акорда хоризонталног облака преко тетиве крила.

Анализа израза (2.18), (2.19) и (2.20) показује да је дериват и, сходно томе, коефицијент ефикасности хоризонталног перја ( ), снажно зависи од својстава носача крила ( ) и број М лета.

2.5. Брзина кочења

Кочење протока у подручју крила или водоравног облака због утицаја на проток носа трупа и испред лоциране површине лежаја. Степен инхибиције протока у огорченом подручју је различит. Стога, да би се поједноставили прорачуни, уведен је концепт просечног коефицијента инхибиције протока

За авионе уобичајене шеме у на бројеве М = 3, однос инхибиције протока ≈ 1 [1]. Међутим, коефицијент инхибиције протока у подручју хоризонталног перја довољно широко варира. По величини битан утицај је број М летова, однос димензија крила и хоризонтално перје, као и удаљеност између њих. Коефицијент може се одредити користећи следећу приближну формулу [1].

где - коефицијент инхибиције протока, који зависи само од броја М и растојања између крила и хоризонталног облака, одређен је на сл.

2.6. Израчунавање деривата фуселаге

Сила подизања изолованог трупа (тијела), аеродинамичан проток ваздуха под малим углом напада ( ), је пропорционалан углу напада. Магнитуда лифта и његов знак према теорији танких осно-симетричних тела одређује се величином и вредношћу деривата (овде - површина попречног пресјека трупа на удаљености из чарапе).

Фиг. 2.3. Зависност коефицијента инхибиције протока из броја М

У складу са овом теоријом, носни део трупа, где , креира позитивно подизање, а део репа, где - негативно.

Цилиндрични део где лифт не ствара. Међутим, искуство показује да у скоро сонарним и суперсоничним брзинама лета, цилиндрични део, који се налази поред прамца, ствара извесну снагу подизања, такође пропорционалну углу напада. Део репа, због бубрења граничног слоја и раздвајања тока на њему, ствара знатно мању негативну силу подизања од теорије, чија се величина може занемарити.

Све то омогућава довољно прецизно за инжењерске прорачуне да је скоро сва подизна сила изолованог трупа концентрисана у његовом носу, односно

,

где - дериват силе подизања носа трупа на углу напада.

Деривативе У зависности од облика и величине прамца, од релативног издужења цилиндричног дела и од брзине (број М) лета. Ова зависност је приказана на слици 2.4 [5] у облику погодном за употребу у прорачунима. Релативно издужење цилиндричног дела узима у обзир величину силе подизања створене цилиндричним дијелом трупа.

Фиг.2.4. Зависност деривата од геометријских параметара и броја М летова

Ако је у носу трупа суперсонични довод ваздуха са централним телом у облику конуса, онда је издужење мора се израчунати узимајући у обзир дужину централног тела (конус) , ради за уситњавање усиса ваздуха

На тај начин, дефинирајући све компоненте израза (2.10), израчунати дериват коефицијента подизне силе у куту напада ваздухоплова уобичајене шеме, узимајући у обзир узајамни утицај његових делова у опсегу бројева лета М.

2.7. Израчунавање деривата авион

Сиде форце раван се састоји од суме латералних сила вертикалног облака (кобилица и гребен испод стопала) - и труп -

Изражавање тих сила кроз коефицијент силе, а коефицијенти кроз деривате под углом клизања (слично ономе приказаном у 2.1)

где - деривација бочне силе равнине у углу клизања;

, - деривати изоловани вертикални водовод и труп; - коефицијент интерференције вертикалног водовода и трупа;

, - подручје вертикалног облака које оплакује ток, и подручје средњег дијела трупа.

Израчунавање деривата и Обавља слично као и израчун и и фактор интерференције одређује се методом 2.3.

Обележје израчуна деривата да се бочна сила која настаје на вертикалном авиону авиона може сматрати двоструко нижом од силе која делује на вертикални отвор који се састоји од две осно симетрично постављене осовине равнине конзола кобилице или гребена, у односу на уздужну осу. То омогућава употребу методе израчунавања уздужног крила

2.8. Зависност = ф ( М ) и његова анализа

Зависност деривата Равнина из броја М лета израчунава се у складу са изразом (2.10), приказаним на сл.

Деривативе Авион је пројектован узимајући у обзир узајамни утицај његових делова и показује колико ће се фактор подизања авиона променити ако се његов угао напада промени за 1 степен са константним бројем лета М.

Деривативе Авион се састоји од збира деривата крила, трупа и хоризонталног перја, израчунатог на основу сметњи и приписаних карактеристичној површини - квадрату крила С.

Природа промене деривата бројевима М зависи углавном од природе промене деривата крила, јер практично сва сила подизања ствара крило.

2.5. Зависност деривата = ф ( М )

На ниским подзвучним брзинама лета (до бројева ) носећа својства крила одређују се само деформацијом профила протока крила и његовим геометријским параметрима.

За бројеве појављује се компресија протока, што доводи до повећања разрјеђења на мјестима смањеног притиска и повећања тлака у мјестима високог тлака. Као резултат тога, побољшавају се својства лежаја крила, вриједност деривата = ф ( М ) повећање.

При достизању критичног броја М и повећања брзине авиона на број носивост крила додатно се побољшава формирањем и ширењем површине крила локалних суперсоничних зона, чији се притисак смањује. Међутим, када су бројеви М близу 1, стопа раста деривата смањује То је због инсталације суперсоничног режима протока на горњој и доњој површини крила.

Повећана брзина надзвучног лета ( ) под истим углом напада доводи до промене разлике притиска испод и изнад крила, јер се притисак кроз скок заптивања повећава, како би се смањила разлика у коефицијентима притиска ), дакле, на погоршање носивих својстава крила и на редукцију деривата авион Слично томе, објашњена је природа промјене деривата бројевима М


ОДЈЕЉАК 3. РАД ЉУБАВИ ЗРАКОПЛОВА

3.1. Опште дефиниције

Силою лобового опору X прийнято називати складову аеродинамічної сили R по осі Ox швидкісної системи координат, взятої з протилежним знаком.