Аэродинамика крыла самолета: Объяснение физической сущности явления «Подъёмная сила Крыла» без использования уравнения Бернулли

АЭРОДИНАМИКА

(начальные сведения)

Самолет вращается вокруг трех осей.

Продольная Ось

— воображаемая линия, которая соединяет нос и хвост самолета. При вращении вокруг нее самолет опускает одно и поднимает другое крыло. Это называется “крен” (по английски — Bank или Roll). Пилот управляет креном с помощью элеронов (Ailerons). Элероны — это управляющие плоскости (подвижная часть крыла), которые расположены у самых законцовок крыльев. Они движутся одновременно в противоположных направлениях. Один вверх, другой вниз. Например, вы отклоняете ручку управления (джойстик) влево. При этом левый элерон поднимается вверх и уменьшает подъемную силу левого крыла. Правый элерон одновременно опускается вниз и увеличивает подъемную силу правого крыла. Возникает сила, которая заставляет самолет опустить левое и поднять правое крыло, или создать “левый крен”. Самолет делает разворот главным образом потому, что в результате возникновения крена, подъемная сила отклоняется от вертикали и образует горизонтальную составляющую силы, которая действует в сторону опущенного крыла.

Крен измеряется в градусах относительно линии горизонта. Нулевой крен — самолет летит ровно, крылья параллельны горизонту. Крен 90 — самолет “смотрит” одним крылом в землю, другим в небо.

Вертикальная Ось

— воображаемая вертикальная линия, которая проходит через центр самолета в плане. Вращение вокруг нее называется “рыскание” (Yaw). Самолет при этом поворачивет нос влево или вправо (как автомобиль на дороге). Управляет этим вращением руль направления (Rudder). Это подвижная часть вертикального хвостового оперения самолета (киля). Руль направления отклоняется влево и вправо. Однако при этом движении не происходит разворота самолета в полете. Руль направления служит, в основном, для балансировки сил, возникающих в развороте или как противовес силам, отклоняющим нос самолета влево-вправо (например — вращение винта). Это т.н. “руль наоборот”, он не отклоняет самолет от линии полета, а, напротив, помогает его стабилизировать. Пилот управляет рулем направления прилагая давление на педали, закрепленные на полу кабины.

При выполнении фигур пилотажа рулем направления можно создавать мощные разбалансирующие силы, и добиваться энергичных реакций самолета.

Поперечная Ось

— воображаемая линия, которая проходит перпендикулярно продольной оси и соединяет законцовки крыльев. При вращении вокруг нее самолет опускает и поднимает нос. Это движение (и образуемый с горизонтальной плоскостью угол) называется “тангаж” (Pitch). Пилот двигает ручку управления “на себя”, при этом отклоняется вверх подвижная часть стабилизатора — руль высоты (Elevator), а самолет опускает хвост и поднимает нос. Отклонение ручки “от себя” приводит к опусканию носа.

Плавное и координированное использование всех трех управляющих плоскостей (Элеронов, Руля Направления и Руля Высоты) отличает пилота от водителя самолета. Хороший летчик использует все три органа управления для сбалансированного движения самолета по трем осям. На небольших самолетах усилия на три контрольные поверхности передаются напрямую через систему тросов и тяг.

Большие корабли имеют гидроусилители (бустеры) для передачи движений штурвала и педалей на рули. Иногда случаются отказы бустерного управления по одной из осей. Тогда на штурвале могут возникать усилия до 90 и более килограмм (например — стремление в пикирование).

Все три оси пересекаются в Центре Масс самолета. Это такое место, что если к нему присоединить трос и подвесить самолет, то он окажется в равновесии. В этой же точке суммируются все силы, которые действуют на летательный аппарат — Вес, Сопротивление воздуха, Тяга двигателя и Подъемная Сила. Это место на пилотском языке называется “Центровка”. Центр Масс постоянно движется, меняет свое местоположение. К этому приводят особенности загрузки самолета, количество топлива и его выработка в полете и другие факторы. Местонахождение ЦМ должно быть в пределах определенного диапазона. Когда ЦМ выходит за очерченный конструкцией данного самолета рубеж — самолет может плохо контролироваться или полностью потерять управление. Мне много раз приходилось наблюдать гнев авиапассажиров, когда на дальний рейс нет билетов, а в салоне определенные ряды пусты.

Второй пилот имеет т.н. Центровочный График, данные для которого поставляет служба перевозок в лице дежурной по посадке. Порой приходится отказаться от груза или топлива, подчиняясь строгим законам аэродинамики. Центровка измеряется в % от передней кромки крыла (если среднее расстояние от передней до задней кромок принять за 100%). Это значение влияет на многие факторы: Установочный угол Т-образного стабилизатора на разбеге (Ту-134, 154, Ил-62, Як-40), поведение самолета после нескольких часов выработки топлива, сохранение управляемости при обледенении. Катастрофа Ту-154 в 80-е годы в Узбекистане и гибель второго экземпляра американского самолета-ракетоносца c изменяемой стреловидностью крыла B-1 произошли по причине выхода центровки из установленных пределов. Оба самолета вышли на закритические углы атаки и свалились в плоский штопор. Кстати эта же суровая действительность заставляет тщательно контролировать вес загружаемой в самолет поклажи пассажиров, что довольно сложно по причине предприимчивости последних и нежелания платить за вес.

Вот и получаются в Центровочном графике одни цифры, а на деле другие.

Ученые потратили века, чтобы выяснить законы полета. Специалисты до сих пор спорят по вопросам аэродинамики. Пилоту необходимо понимать основные концепции. Эти понятия дают чутье, интуицию и силу, перерастая в летное мастерство и талант.

Как мы уже выяснили, на самолет действуют четыре основные силы:

Подъемная Сила (Lift)
это сила, которая заставляет самолет летать. Пилот контролирует подъемную силу изменяя скорость полета (airspeed) и угол атаки (Angle Of Attack — AOA) (угол между набегающим потоком воздуха и плоскостью крыльев). Увеличение скорости и угла атаки приводит к увеличению подъемной силы, создаваемой крыльями. С увеличением скорости необходимо уменьшать угол атаки (немного опустить нос самолета), чтобы сохранить постоянной высоту полета. Когда самолет замедляется нужно увеличить угол атаки (приподнять нос), чтобы произвести больше подъемной силы и остаться на заданной высоте.

Запомните, что подъемная сила практически всегда эквивалентна силе гравитации (Весу) и уравновешивает ее. Вертикальная скорость самолета (скорость набора высоты или снижения — Rate of Climb/Rate of Descend) связана в основном с силой тяги (сила двигателей, толкающая самолет вперед — Thrust), а не с подъемной силой.

Вес (Weight)
противостоит подъемной силе. Эта сила действует вдоль мысленной линии, которая соединяет центр масс самолета и центр Земли. Вес изменяется в процессе полета с выработкой топлива (а также выпуском ракет и сбросом бомб, выбросом десанта). Но не только эти прямые причины вызывают уменьшение веса. При выполнении различных маневров самолет испытывает перегрузки (Load Factor или G-Force), и увеличивает вес, которому должна противостоять подъемная сила. Перегрузка это отношение веса, который в данный момент выдерживает конструкция самолета к нормальному весу самолета на стоянке. Измеряется в G (“Же”). Перегрузка 1G означает установившийся спокойный полет.

Если самолет выполняет горизонтальный вираж с креном 60 градусов без снижения, его конструкция (и все пассажиры) испытывают перегрузку в 2 единицы (или 2G). На земле такой самолет мог весить две тонны, а в вираже-60, он “потянет” уже четыре! Чтобы сохранить баланс между весом и подъемной силой во время маневра и не потерять высоту пилот должен увеличить подъемную силу увеличив угол атаки или тягу двигателей (как правило, то и другое — координированно). Для этого нужно взять ручку “на себя” и добавить газ. Тяга (Thrust)
это сила, которая вырабатывается двигателями и толкает самолет сквозь воздушную среду. Тяге противостоит Лобовое Сопротивление (Drag). В установившемся полете они эквивалентны. Если пилот увеличивает тягу добавляя обороты двигателей и сохраняет постоянной высоту, тяга превосходит сопротивление воздуха. Самолет при этом ускоряется. Довольно быстро сопротивление увеличивается и вновь уравнивает тягу. Самолет стабилизируется на постоянной, но более высокой скорости.

Тяга — важнейший фактор для определения скороподъемности самолета (как быстро он может набирать высоту). Вертикальная скорость набора высоты зависит не от величины подъемной силы, а от того, какой запас тяги имеет самолет больше чем необходимо для поддержания горизонтального полета. Лобовое Сопротивление (Drag)
состоит из двух компонентов. Вредное сопротивление (Parasite Drag) возникает в результате воздействия скоростного напора воздуха на элементы конструкции самолета. Шасси самолета, выступающие антенны, форма крыла, подвесные системы создают вредное сопротивление при движении сквозь воздух. Кроме того, в местах сочленения крыла и фюзеляжа, хвостового оперения, мотогондол возникают завихрения воздушного потока, которые также дают вредное сопротивление. Вредное сопротивление увеличивается как квадрат ускорения самолета (если вы увеличиваете скорость в два раза, вредное сопротивление возрастает в четыре раза). Очень скоростные самолеты несмотря на острые кромки крыльев и сверхобтекаемую форму испытывают существенный нагрев обшивки, когда превозмогают силу лобового сопротивления мощью своих двигателей (например, самый скоростной в мире высотный самолет-разведчик SR-71 “Черная Птица” защищен специальным теплоустойчивым покрытием).

Второй компонент Drag называется индуктивным сопротивлением — это побочный продукт подъемной силы. Он возникает, когда воздух перетекает из области высокого давления перед крылом в разреженную среду позади крыла. Особенное воздействие индуктивного сопротивления ощутимо на малых скоростях полета, когда пилот вынужден увеличивать угол атаки, чтобы компенсировать вес самолета. При этом приходится добавлять газ (тягу), чтобы удержаться в воздухе. Видели, как самолет задирает нос при заходе на посадку? Тогда наверное и слышали как двигатели начинают гудеть сильнее. Индуктивное сопротивление, аналогично вредному сопротивлению находится в соотношении “один к двум” с ускорением самолета.

Баланс и взаимодействие всех четырех сил можно посмотреть, если провести небольшой эксперимент в вашем летном симуляторе от Microsoft. Сбалансируйте вашу Цессну в горизонтальном полете на постоянной скорости. Теперь добавьте газ, не трогая ручку управления и педали. Самолет сначала увеличит скорость (тяга стала больше), потом поднимет нос и начнет расти вертикальная скорость (увеличилась подъемная сила), затем скорость вернется к первоначальному значению (сопротивление уравновесило тягу), прекратится процесс задирания носа и вертикального ускорения (вес компенсировал подъемную силу).

Самолет стабилизируется в равномерном наборе высоты с постоянной вертикальной скоростью (все силы вновь в состоянии балланса). То же самое, но в обратную сторону произойдет, если уменьшить режим двигателя ниже значения, потребного для горизонтального полета.

Крылья
, а не двигатели держат самолет в воздухе. В 1700 году в Швейцарии родился мальчик Дэниел Бернулли. Несколько позже он стал великим ученым и открыл закон, или “уравнение Бернулли”. Суть ег заключается в том, что любой поток жидкости или газа сохраняет постоянной свою энергию. Скорость потока увеличивается — его давление уменьшается, и наоборот. Давление находится в обратной зависимости от скорости потока. Крыло самолета, если посмотреть на его поперечное сечение имеет особую форму — “профиль”. Снизу оно почти прямое, а кверху выгибается дугой, как мост над речкой. Крыло при движении самолета встречается со скоростным напором воздуха и рассекает его передней кромкой как ножом на два потока. Один поток устремляется “по прямой” вдоль нижней поверхности крыла.

Второй поток отправляется более длинной дорогой “через мост” по верхней, выгнутой поверхности. Чтобы успеть к месту встречи со своей второй половиной верхний поток увеличивает скорость (стремясь сохранить неизменной энергию). Давление верхней половины потока, согласно уравнению Бернулли, меньше чем давление потока под крылом. И эта разница тем существеннее, чем выше скорость. Область потока под крылом стремится вверх, чтобы уравнять разницу давлений. На его пути очень кстати оказывается воздухонепроницаемое крыло, которое присоединено к фюзеляжу, в котором установлено кресло, а в нем сидите вы. Вы можете доедать свой завтрак, курить или глазеть в иллюминатор на заоблачной высоте, потому что почти триста лет назад один толковый швейцарец математически обосновал этот факт. Несмотря на то, что ученые в области аэродинамики до сих пор спорят, уравнение Бернулли на сегодняшний день является фундаментальным объяснением “почему самолет летает”. Пилот изменяет величину подъемной силы, когда двигает ручку управления “на себя-от себя”.

Руль высоты при этом ходит вверх-вниз, а самолет меняет тангаж (Pitch — угол, который образует нос самолета с линией горизонта) и угол атаки (AOA — угол между скоростным напором и плоскостью крыла). Необходимо понимать, что эти углы не равны между собой. Самолет может держать нос на 1-2 градуса над горизонтом (тангаж), но снижаться (“плашмя”). В таком положении угол атаки будет 8-10 градусов, потому что скоростной напор приходит к встрече с крылом снизу вдоль оси снижения самолета. Т.е. угол атаки измеряется между линией-осью движения самолета и плоскостью крыла. Су-27 может после взлета задрать нос на 60 градусов (тангаж-Pitch) и ускоряться на форсаже нисколько не проваливаясь. Скоростной напор при этом будет набегать на крыло строго спереди, а угол атаки (AOA) равен нулю. Поэтому угол атаки и тангаж показывают совершенно разные приборы в кабине самолета. Сваливание (Stall)
самолета происходит когда угол атаки достигает критического значения для данного профиля (формы поперечного сечения) крыла.

Помните ту половину рассеченного надвое скоростного напора, что отправилась длинным путем через верхнюю выгнутую часть крыла? С увеличением угла атаки скорость этого потока растет, а давление уменьшается, уменьшается и доходит до столь малого значения, что поток уже не в силах удержаться на поверхности крыла, он отрывается от нее и беспорядочно завихряется. Очень похоже на завихрения водного потока вокруг преграды. Подъемная сила при этом мгновенно пропадает, и на самолет действует только сила тяжести вдоль вертикальной оси. Машина резко опускает нос и камнем проваливается вниз. Если есть высота, хотя бы в 3000 метров, то, добавив импульс педалью, вы окажетесь в красивой фигуре под названием “штопор”. (который бывает еще и плоским, и перевернутым, но об этом позднее). Если же высоты у вас нет, то вы допустили самую роковую ошибку летчика, и сейчас у вас (и ваших пассажиров) будет полный рот земли. Сваливание — это аэродинамический феномен. Никакой роли в этом процессе не играет двигатель.

Легкие планеры, сверхзвуковые истребители, тяжелые транспортные самолеты и космический корабль “Буран” — все одинаково сваливаются при достижении критического угла атаки, независимо от мощи (или полного отсутсвия) силовых установок. Крыло каждого типа самолета имеет свой специфичный критический угол атаки и при его достижении обязательно сваливается. Большинство небольших самолетов частной авиации имеют это значение около 15 градусов АОА (Angle of Attack). Сваливание наступает быстро, но не неожиданно. Первые проявления турбулентности при начинающемся срыве потока попадают на хвостовое оперение и летчик чувствует вибрацию, которая переходит в тряску. Почти все самолеты, в том числе и в FS-6, имеют специальные датчики, которые определяют начало срыва. В кабине включается предупредительная звуковая сирена и вспыхивает табло “СРЫВ” (STALL). Кроме того, на приборной доске есть указатель AOA. Пилот при освоении нового типа самолета обязан наизусть знать летные ограничения данной машины, в т.

ч. и критический угол атаки. Если срыв потока и сваливание самолета все же произошли, нужно не теряя самообладания правильно вывести машину из опасной ситуации. Есть только один способ это сделать — уменьшить угол атаки. Ни в коем случае не тяните ручку на себя при сваливании! Тогда вы точно будете размазаны по земле. Отдайте ручку от себя, хотя высота и так падает. Смотрите на указатель АОА и скорости. Добавьте тягу, чтобы потерять меньше высоты. Как только крыло вновь “подхватит” падающий самолет начинайте плавно, но энергично выводить. Это очень важно, именно плавно (но не медленно). Ваше крыло и рули взаимодействуют с подвижной воздушной средой, а она не терпит никаких рывков. Тем более вы сейчас падаете и крыло еще близко к критическому углу атаки. Рванете резко, и окажетесь в новом сваливании, выхода из которого уже точно не будет. О том как двигать рулями можно получить представление глядя на птиц. Птица не бъет истерически крыльями по воздуху. Ее движения иногда могут быть энергичными, но всегда плавными.

Набор высоты
происходит когда двигатель производит больше тяги, чем нужно для горизонтального полета с определенным весом и углом атаки. Во время установившегося набора высоты (без ускорения) подъемная сила даже несколько меньше чем вес. Это происходит потому, что нос самолета приподнят и вектор подъемной силы (перпендикулярный плоскости крыльев) несколько отклонен назад. Т.о. вертикальная составляющая этой силы уменьшается. Недостающую часть силы дает именно тяга двигателя. Посмотрите, как уходит свечой в небо перехватчик, опираясь толко на огненный столб из сопла двигателя. На небольшом поршневом самолете это не так заметно визуально, но суть явления та же. Раз тяга, это сила которая определяет вертикальную скорость, значит именно рычаг управления двигателем, а не ручка управления (джойстик) является главным органом управления “вверх-вниз” в самолете. Набор высоты обычно начинается с подъема носа самолета ручкой управления. Но если не добавить режим двигателя после этого, то индуктивное сопротивление быстро сведет на нет ваши усилия.

Самолет наберет некоторую высоту и стабилизируется на ней, но уже с меньшей скоростью полета и увеличенным углом атаки (так и до срыва недалеко). Поэтому техника набора высоты всегда такая: поднять ручкой нос на нужную величину, следить за увеличением угла атаки, добавить режим двигателя, чтобы угол атаки вернулся к изначальному значению. Осознайте, что вы не водитель. Вы контролируете две мощнейших силы природы и противопоставляете им две столь же мощные рукотворные силы. Они сходятся в одной точке где-то рядом с вашим креслом. Используйте пятую Силу — свой разум, чтобы четыре предыдущих всегда работали на вас. Снижение
самолета предшествует приземлению. Хорошее снижение — залог красивой посадки. Многие PC-пилоты думают, что для того, чтобы снижаться нужно отдать от себя ручку управления и опустить вниз нос самолета, правильно? — Неправильно. Запомните, что если вы будете держать постоянным угол тангажа (положение носа относительно горизонта), набором высоты, горизонтальным полетом и снижением командует сила тяги (рычаг управления двигателем).

Больше тяги — набор высоты, меньше — снижение. Конечно, все четыре органа управления участвуют в контроле сил (газ, елероны, руль высоты и руль направления), но каждая из них имеет свою “зону ответственности”. Действуйте ими координированно и слитно. На летной практике мы будем пробовать начать снижение, остановить его и перейти в набор высоты действуя режимом двигателя. Горизонтальный полет
может показаться простым заданием. На самом деле — это один из сложнейших в освоении маневров. На языке начинающих пилотов это называется “собирать стрелки в кучу”. Пилот хочет контролировать машину и укрощает ее почти все время, вступая в борьбу с заложенной в конструкцию самолета устойчивостью. Устойчивость бывает трех типов: положительная, нейтральная и отрицательная. Большинство самолетов обладают положительной устойчивостью, но есть и исключения. Положительная устойчивость подразумевает стремление самолета сохранить положение, которое было у него до появления управляющего импульса или силы.

При нейтральной устойчивости самолет остается в том состоянии, в которое его привело внешнее воздействие. Отрицательная устойчивость характеризует агрессивное противодействие внешним силам с адекватной энергией и увеличением амплитуды (“раскачивание самолета”). Устойчивость может меняться в полете от одного типа к другому вследствие отказов жизненно важных систем, боевых повреждений, обледенения и прочих катаклизмов. Для того, чтобы понять технику пилотирования в горизонтальном полете, представьте себе канатоходца без страховки под куполом цирка. Разница в том, что он контролирует две силы, а вы — четыре. Движения ручкой управления, газом и педалями должны быть такими же как у канатоходца — балансирующими. Вы должны давать очень мягкие, небольшие управляющие импульсы всем силам, которые в вашем распоряжении, для того чтобы не позволить самолету болтаться по всему небу. Задача непростая поэтому стоит воспользоваться одной известной формулой: “Разделяй и властвуй”. Поделим большую задачу на две задачи поменьше:

Выдерживание постоянной высоты и скорости

Эта часть требует, чтобы две пары противодействующих сил (подъемная сила и вес, тяга и лобовое сопротивление) были сбалансированы.

Выдерживание курса

. Эта проблема решается путем перекрестного контроля двух приборов (указателя курсовой системы — heading indicator и указателя поворота — turn coordinator).Нужно удерживать крылья от кренов и вносить своевременные небольшие поправки в курс.

Хороший пример идеальной конфигурации для горизонтального полета можно рассмотреть на примере самолета Cessna Skyline 182RG — нашей машине первоначального обучения. Нос самолета должен быть примерно на уровне горизонта (тангаж близок к нулю), обороты двигателя 2300 RPM. Если вы удержите нос машины от подъема и опускания, то ваша Цессна стабилизируется в горизонтальном полете с приборной скоростью 130 Kts (Knots). Если самолет начинает дрейф по высоте (см. — вариометр, высотомер в разделе посвященном приборам), внесите аккуратные поправки ручкой управления и используйте триммер руля высоты. На Цессне можно добиться такого режима полета, что самолет будет лететь “без рук”. Многие (компьютерные конечно) пилоты уповают на автопилот и не утруждаются техникой пилотирования. Во-первых автопилот действительно хорошая система на борту, но это не значит, что не нужно уметь летать на самолете. Иначе запросто попадете в анекдотичную ситуацию при отказе того же автопилота. Во-вторых автопилот включается в установившемся режиме (т.е. когда вы уже укротили и сбалансировали все силы). В-третьих, вдруг вы захотите летать на настоящем самолете, а на Як-18Т в Тушино и прочих его маленьких собратьях никакого автопилота нет. Да и вообще “клавиатурно-мышиный” подход к полетам на PC на самом деле похож на что угодно, только к авиации он никакого отношения не имеет.

Поворот самолета на новый курс получается благодаря тому, что вы создаете крен ручкой управления, а отнюдь не вследствие отклонения руля направления педалями. Но, как и любой маневр самолета, эта эволюция требует полного контроля всех действующих на машину сил. Например, вам нужно выполнить левый разворот. Вы отклоняете ручку влево. Элерон
левого крыла поднимается вверх, а его близнец на правом крыле одновременно отклоняется вниз. Таким образом подъемная сила правого крыла становится больше, а левого меньше — самолет кренится влево. Вектор подъемной силы получается отклоненным от вертикали в сторону крена. Горизонтальная составляющая подъемной силы стремится утащить самолет влево. Т.к. самолет не висит неподвижно, а имеет достаточно большую горизонтальную скорость, он не движется боком как вертолет в сторону возникшей силы, а описывает окружность. Получается разворот или вираж. Кроме того, отклоненные в разные стороны элероны вызывают к жизни еще одну силу, уже нам знакомую — лобовое сопротивление. Она больше действует на правое крыло, т.к. у него получается больший угол атаки. Что происходит с автомобилем, у которого правое колесо спустило и тормозит? — Стремление уйти вправо. Самолет в данном случае пытается повернуть нос в сторону, противоположную повороту (“из круга”). Для противодействия возникшей силе вы должны приложить адекватное давление на левую педаль, отклоняя влево руль направления. Это движение должно быть небольшим и соразмерным с возникшей силой (на приборной доске есть указатель поворота, который показывает качество выполнения маневра, позднее мы познакомимся с ним). Если “передавить” левую педаль, самолет начнет скольжение (движение боком) в центр круга. Это еще не все. Т.к. вы отклонили подъемную силу от вертикали, вес начинает пересиливать ее, и самолет теряет высоту. Вам нужно увеличить подъемную силу для удержания высоты в развороте. Чтобы это сделать, необходимо большее значение угла атаки, а значит нужно брать ручку “на себя”. И чем глубже ваш разворот (больше крен), тем больше вам нужно производить подъемной силы, а значит больше брать ручку на себя. Но угол атаки при этом начнет стремительно приближаться к критическому. Помните про срыв? Мы не собираемся в штопор, на нужно всего-лишь выполнить разворот на заданной высоте. Нужно вернуть угол атаки в дозволенные пределы, а значит добавить тягу рычагом управления двигателем. Крен также будет стремиться вернуться к горизонту и его нужно контролировать еще по одному прибору — авиагоризонту. В этой борьбе сил начнет расти перегрузка, ее нельзя допустить дальше чем разрешает РЛЭ (руководство по летной эксплуатации данного типа самолета), значит нужно поглядывать на акселерометр (прибор для измерения перегрузки), иначе самолет может разрушиться — в симуляторе это очень красиво смотрится именно на Цессне. В развороте процесс управления силами особенно скоротечен. Нужно почуствовать власть над всеми четырьмя монстрами и держать их в равновесии. Нельзя здесь дать четкий совет, на сколько конкретно нужно отклонить ручку, и до какого режима увеличивать обороты. Вы должны слиться с самолетом и стать его мозгом. Идеальное выполнение координированного разворота должно быть таким, что стакан воды наполненный до краев не сдвинется с места и не расплещется. Вот собственно и все, что вам нужно обязательно понимать из обширной науки под названием Аэродинамика, для того, чтобы летать на частном самолете, или быть профессионалом в Microsoft Flight Simulator.
Igor Lancelot

Сайт создан в системе uCoz

Откуда берется подъемная сила? | АВИАЦИЯ, ПОНЯТНАЯ ВСЕМ.
Эх! Взлететь бы!..
У меня дома есть классный рыжий кот. Он «в меру упитан», как и положено уютному домашнему коту и, хотя при этом носится, как электровеник, обладает не совсем кошачьим свойством: побаивается высоты. Летающим котом по этой причине ему увы не быть, но в воздух иногда подняться видимо хочется, хотя бы для того, чтобы запрыгнуть на сервант. Однако избыточный вес этому, к сожалению, не способствует, потому приходится иногда помогать бедному животному, 🙂 то есть поднимать его руками и сажать туда, куда так рвется его душа.
Ну и чего же общего, спросите вы, имеют кот и самолет? Да, вобщем, ничего, за исключением одной очень важной вещи. Они оба имеют вес, который тянет их к земле. И, чтобы подняться кому на сервант, а кому повыше, нужна сила, которая этот вес преодолеет. Для моего семикилограмового кота – это сила моих рук, а вот для многотонной «железной птицы» это всем известная подъемная сила. Откуда же она берется? Все, вобщем, достаточно несложно :-)…
Начнем с «простого начала» :-). Главную роль в этом деле играет крыло самолета (именно крыло, состоящее из двух консолей, а не крылья, в продолжение моей другой статьи). Для простоты рассмотрим классический аэродинамический профиль крыла.
Аэродинамическая подъемная сила
Воздух, обтекая крыло самолета, разделяется на два потока: над крылом и под ним. Нижний поток протекает себе как ни в чем не бывало, а верхний сужается. Ведь профиль крыла выпуклый сверху! И теперь для того, чтобы в верхнем потоке проходило то же количество воздуха и за такое же время, как и в нижнем, ему нужно двигаться быстрее, ведь сам поток стал уже. Далее вступает в силу закон Бернулли: чем выше скорость потока, тем давление в нем ниже и, соответственно, наоборот. Этот закон очень просто иллюстрируется. Если взять не слишком узкий горизонтальный шланг (рукав) из тонкой прозрачной резины и влить в него воды под небольшим давлением. Что вы увидите? Да ничего особенного, вода просто быстро выльется через другой конец. А вот если на этом другом конце окажется наполовину закрытый кран, то вы сразу увидите, что вода выливается, но медленно и стенки рукава раздулись, то есть скорость потока уменьшилась и давление возросло.
Итак… При движении в воздушном потоке над крылом давление меньше, чем под ним. Из-за этой разницы возникает подъемная сила. Она выталкивает крыло самолета и, соответственно, сам самолет вверх. Чем скорость выше, тем подъемная сила больше. А если она равна весу, то самолет летит горизонтально. Ну а скорость зависит от работы двигателя самолета. Между прочим, падение давления над верхней частью крыла можно увидеть воочию.
Конденсация водяного пара над верхней поверхностью крыла в результате резкого падения давления
У резко маневрирующего самолета (обычно это бывает на аэрошоу) над верхней поверхностью крыла возникает что-то вроде струй белой пелены. Это из-за быстрого падения давления конденсируется водяной пар, находящийся в воздухе.
Кстати, не могу удержаться, чтобы не вспомнить еще один простейший, но очень точно иллюстрирующий теорию этого вопроса, школьный опыт. Если взять небольшой узкий лист бумаги за его короткую сторону и, поднеся его ко рту, подуть над листком горизонтально, то провисший было листок сразу резво поднимется. В этом виновата все та же подъемная сила. Мы дуем над листком – поток ускоряется, значит давление в нем падает, а под листком оно осталось прежним. Оно и поднимает листок в горизонтальное положение. Процесс, принципиально похожий на работу профиля.
Ну, вот, вроде бы и все? Можно лететь? Несмотря на вполне логичное приведенное выше объяснение (на мой взгляд :-)), я бы сказал, что вряд ли :-). Надо понимать, что описанный случай носит все-таки частный характер. Ведь профиль может быть и симметричным, тогда не будет такого распределения давления и разрежения над и под ним.
Кроме того такой профиль может располагаться и под углом к потоку (что чаще всего и бывает). И вот этот самый угол, который называется углом атаки будет играть большую роль в образовании подъемной силы крыла, которая и сама будет носить иной характер. Об этом в следующей статье. И это будет «простое продолжение» :-).
На самом-то деле, конечно, полная теория этого вопроса значительно сложнее и одним законом Бернулли, объясненным на пальцах, здесь не обойдешься. Это уже область физики и аэродинамики, ведь и сама подъемная сила в нашем рассмотренном случае случае – это аэродинамическая сила. В скором будущем мы немного коснемся этой области с ее терминами и понятиями, но более глубокое изучение требует, так сказать, общения с фундаментальными науками.
Постскриптум через год.
20.11.12 Исполнился уже почти год моим сайтописательским увлечениям. И, вот, потребовалось внести некоторое пояснение в эту, одну из самых первых моих статей. Похоже, что люди, прочитавшие ее, этим и ограничиваются. Такой подход неверен, потому что вслед за ней надо обязательно прочитать следующую статью этой же рубрики «Угол атаки и аэродинамические силы…..», написанную практически сразу за первой. Статья «с котом» 🙂 — это упрощенный вариант, и об этом я упоминал (здесь угол атаки равен нулю), это что-то типа введения в аэродинамику (тоже, кстати, максимально упрощенную :-)), поэтому и стиль изложения такой вольный :-). Однако, для правильного понимания вопроса она без второй статьи существовать не может.
Я, по тогдашней неопытности несколько невнятно об этом сказал, и, главное, не поставил ссылку на «простое продолжение»… Ставлю сейчас. Прошу прощения у читателей не слишком сведущих (опытные итак все знают без меня :-))… Буду рад видеть вас у себя на сайте :-)…
Фотографии кликабельны.
Профиль (аэродинамика) — это… Что такое Профиль (аэродинамика)?
Профиль (аэродинамика)
У этого термина существуют и другие значения, см. Профиль. Развитие профилей крыла с 1908 по 1944 годы
В аэродинамике профиль — форма поперечного сечения крыла или лопасти (пропеллера, ротора или турбины) или паруса.
Тело в форме профиля крыла, двигаясь в потоке газа или жидкости, создаёт подъёмную силу, перпендикулярную направлению потока (теорема Жуковского). Профили для дозвуковых скоростей имеют характерную форму с закруглённой передней и острой задней кромками, часто с асимметричной кривизной.
Связанные определения
Профиль, имеющий вытянутую форму вдоль потока, скруглённую к потоку переднюю и острую заднюю кромки, называется крыловым профилем.
Хорда — отрезок, соединяющий остриё задней кромки с любой точкой передней кромки (определён неоднозначно).
Длина профиля — длина хорды.
Максимальный размер в направлении, перпендикулярном хорде, — толщина профиля.
Угол между направлением скорости набегающего потока и хордой — угол атаки.
Категории:
Аэродинамика
Кривые
Wikimedia Foundation. 2010.
Малое Карасёво (Коломенский район Московской области)
Барановка (значения)
Полезное

Смотреть что такое «Профиль (аэродинамика)» в других словарях:
Аэродинамика самолёта Боинг 737 — Bóeing 737 (русск. Боинг 737) самый популярный в мире узкофюзеляжный реактивный пассажирский самолёт. Boeing 737 является самым массовo производимым реактивным пассажирским самолётом за всю историю пассажирского авиастроения (6160 машин заказано… … Википедия
Аэродинамика — (от греческого аer воздух и dynamis сила) 1) раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения жидкостей и газов (преимущественно воздуха), а также механическое и тепловое взаимодействие между жидкостью или газом и… … Энциклопедия техники
аэродинамика — (от греч. aēr воздух и dýnamis сила) 1) раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения жидкостей и газов (преимущественно воздуха), а также механическое и тепловое взаимодействие между жидкостью… … Энциклопедия «Авиация»
аэродинамика — (от греч. aēr воздух и dýnamis сила) 1) раздел механики сплошных сред, в котором изучаются закономерности движения жидкостей и газов (преимущественно воздуха), а также механическое и тепловое взаимодействие между жидкостью… … Энциклопедия «Авиация»
Аэродинамический профиль — У этого термина существуют и другие значения, см. Профиль. Развитие профилей крыла с 1908 по 1944 годы В аэродинамике профиль форма поперечного … Википедия
Крыло самолёта — У этого термина существуют и другие значения, см. Крыло. В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удален … Википедия
Крыло (самолёт) — A319 100 Крыло в авиационной технике поверхность для создания подъёмной силы. Содержание 1 Части крыла самолета … Википедия
Крыло (авиационное) — A319 100 Крыло в авиационной технике поверхность для создания подъёмной силы. Содержание 1 Части крыла самолета … Википедия
Скочинский, Александр Александрович — Эту статью следует викифицировать. Пожалуйста, оформите её согласно правилам оформления статей … Википедия
Автополигон НАМИ — НИЦИАМТ ФГУП «НАМИ» Тип … Википедия

виды, технические и аэродинамические характеристики, метод расчета и наибольшая подъемная сила
Пожалуй, главным самолетным агрегатом является крыло. Именно крыло, создающее подъемную силу, держит многотонный самолет в воздухе, не давая ему упасть. Не случайно у конструкторов существует выражение о том, что тот, кто владеет крылом, управляет и самолетом. Погоня за улучшением аэродинамических характеристик летательных аппаратов вынуждает разработчиков постоянно совершенствовать крыло, работая над его формой, весом и профилем.
Крыло в профиль
Профиль крыла самолета – это геометрическое сечение крыла, проходящее параллельно оси самолета. Или проще – вид крыла сбоку. За долгие годы развития авиастроения в разных лабораториях и институтах постоянно разрабатывали и испытывали крылья самой различной конфигурации. Росли скорости, масса самолетов, менялись задачи — и все это требовало новые профили крыла.
Виды профилей
На сегодняшний день существуют различные профили крыла, отличающиеся по назначению. Один и тот же тип может иметь множество вариантов и применяться на различных самолетах. Но в целом существующие основные типы профилей можно проиллюстрировать изображением ниже.
Симметричный.
Несимметричный.
Плосковыпуклый.
Двояковыпуклый.
S-образный.
Ламинизированный.
Чечевицеобразный.
Ромбовидный.
Клиновидный.
На отдельных самолетах применяется изменяющийся профиль по длине крыла, но обычно его форма неизменна на всем протяжении.
Геометрия
Внешне профиль крыла напоминает червяка или что-то в этом роде. Являясь сложной геометрической фигурой, имеет свой набор характеристик.
На приведенном рисунке указаны основные геометрические характеристики профиля крыла самолета. Расстояние (b) называется хордой крыла, представляет собой расстояние между крайними точками спереди и сзади. Относительная толщина определяется отношением максимальной толщины профиля (Cmax) к его хорде и выражается в процентах. Координата максимальной толщины представляет собой отношение расстояние от носка до места максимальной толщины (Xc) к хорде (b) и также выражается в процентах. Средней линией является условная кривая, равноудаленная от верхних и нижних панелей крыла, а стрелкой прогиба (fmax) называется максимальное удаление средней линии от хорды. Еще один показатель – относительная кривизна — рассчитывается методом деления (fmax) на хорду (b). Традиционно все эти величины выражаются в процентах. Кроме уже упомянутых, существует радиус носика профиля, координаты наибольшей вогнутости и еще ряд других. Каждый профиль имеет свой шифр и, как правило, основные геометрические характеристики в этом шифре присутствуют.
Например, профиль В6358 имеет толщину профиля в 6 %, положение стрелки вогнутости 35 % и относительную кривизну 8 %. Система обозначений, к сожалению, не унифицирована, и разные разработчики применяют шифры каждый по-своему.
Аэродинамика
Причудливые, на первый взгляд, рисунки сечений крыла делаются не из-за любви к высокому искусству, а исключительно в прагматичных целях – для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профилей крыла. К этим важнейшим характеристикам относятся коэффициент подъемной силы Су и коэффициент сопротивления Сх для каждого конкретного профиля. Сами коэффициенты не имеют постоянного значения и зависят от угла атаки, скорости и некоторых других характеристик. После проведения испытаний в аэродинамической трубе для каждого профиля крыла самолета может быть составлена так называемая поляра. Она отражает зависимость между Сх и Су при определенном угле атаки. Созданы специальные справочники, содержащие подробную информацию о каждом аэродинамическом профиле крыла и иллюстрированные соответствующими графиками и схемами. Эти справочники находятся в свободном доступе.
Выбор профиля
Разнообразие летательных аппаратов, типы их двигательных установок и их назначение требуют тщательного подхода к выбору профиля крыла самолета. При проектировании новых летательных аппаратов обычно рассматривается несколько альтернатив. Чем больше относительная толщина крыла, тем больше сопротивление. Но при тонких крыльях большой длины сложно обеспечить надлежащую прочность конструкции.
Отдельно стоит вопрос по сверхзвуковым машинам, требующим особого подхода. Совершенно естественно, что профиль крыла самолета Ан-2 («кукурузник») будет отличаться от профиля истребителя и пассажирского лайнера. Симметричный и S-образный профили крыла создают меньшую подъемную силу, но отличаются стабильностью, тонкое крыло с небольшим изгибом подходит для скоростных спортивных машин и истребителей, а профилем крыла с наибольшей подъемной силой можно назвать толстое крыло с большим изгибом, применяемое на больших пассажирских самолетах. Сверхзвуковые самолеты оснащаются крыльями, имеющими чечевицеобразный профиль, а для гиперзвуковых применяются ромбовидные и клиновидные профили. Следует иметь в виду, что создав самый лучший профиль, можно потерять все его преимущества только из-за некачественной обработки поверхности панелей крыла или неудачной конструкции самолета.
Метод расчета характеристик
В последнее время расчеты характеристик крыла определенного профиля осуществляются с использованием ЭВМ, которые способны проводить многофакторное моделирование поведения крыла в разных условиях. Но самым надежным способом являются естественные испытания, проводимые на специальных стендах. Отдельные сотрудники «старой школы» могут продолжать делать это вручную. Звучит метод просто угрожающе: «полный расчет крыла с использованием интегродифференциальных уравнений относительно неизвестной циркуляции». Суть метода заключается в представлении циркуляции воздушного потока вокруг крыла в виде тригонометрических рядов и в поиске коэффициентов этих рядов, которые удовлетворяют граничным условиям. Работа эта очень трудоемкая и все равно дает лишь приблизительные характеристики профиля крыла самолета.
Конструкция крыла самолета
Красиво нарисованный и детально рассчитанный профиль необходимо изготовить в реальности. Крыло, помимо выполнения своей основной функции – создания подъемной силы, должно выполнять еще ряд задач, связанных с размещением топливных баков, различных механизмов, трубопроводов, электрических жгутов, датчиков и много другого, что делает его крайне сложным техническим объектом. Но если говорить очень упрощенно, крыло самолета состоит из набора нервюр, которые обеспечивают формирование нужного профиля крыла, располагающихся поперек крыла, и лонжеронов, располагающихся вдоль. Сверху и снизу эта конструкция закрывается обшивкой из алюминиевых панелей со стрингерным набором. Нервюры по внешним обводам полностью соответствуют профилю крыла самолета. Трудоемкость изготовления крыла достигает 40 % от общей трудоемкости изготовления всего самолета.
Силы и моменты, действующие на крыло
Силы и моменты, действующие на крылья биплана [c. 177]
СИЛЫ И МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО [c.13]
Вычислите с учетом интерференции силы и моменты, действующие на правую консоль в виде треугольного крыла на корпусе, а также на всю крестообразную комбинацию крыло — корпус (размеры указаны на рис. [c.595]
Помимо перераспределения давлений, которое в итоге влияет на величины аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет, при волновом кризисе нередко наблюдаются вибрации самолета. Они появляются вследствие двух причин во-первых, скачок уплотнения, как правило, не стоит на одном месте, а непрерывно колеблется в продольном направлении, в связи с чем толчками изменяется величина аэродинамической силы крыла во-вторых, при волновом кризисе наблюдается срыв потока с крыла, связанный с воздействием скачка уплотнения на пограничный слой. [c.46]

Для сил и моментов, действующих на указанное крыло при не>ста-новившемся движении, имеем следующие выражения [c. 45]
Аэродинамические силы и моменты, действующие на ракету, зависят от сил и моментов, действующих на ее отдельные части на корпус и аэродинамические поверхности (крылья, хвостовое оперение, воздушные рули, элероны). [c.95]
Вычислим силы и моменты, действующие на участок крыла площадью [c.579]
При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]
Далее рассмотрим аэродинамические коэффициенты распределенных и суммарных сил, а также моментов, действующих на крыло. Аэродинамическая сила N, поперечный и продольный моменты Мд [c.24]
Ограничение перегрузки по прочности конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличиваются перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. [c.30]
В этой работе С. А. Чаплыгин создает общий метод определения результирующей аэродинамической силы и момента, действую, щих на произвольное тело, находящееся в плоскопараллельном потоке. Пользуясь этим методом, ему удалось разработать плоскую теорию крыла, решив весьма большое количество различных задач. [c.17]

Предположим, что винт вращается вокруг своей оси с угловой скоростью ii и помещен в равномерном потоке, идущем параллельно его оси со скоростью V. Сечение лопасти винта имеет форму профиля крыла подъемная сила, действующая на элемент лопасти при его движении относительно жидкости, должна быть связана с циркуляцией жидкости вокруг лопасти. Так как циркуляция меняется вдоль лопасти от корня к концу, с лопасти должны сбегать вихри, идущие в потоке позади винта вместе с жидкостью по траекториям, приближающимся к винтовым линиям. Эти вихри сосредоточены главным образом у корня и у концов лопастей таким образом струя винта состоит из некоторой завихренной массы жидкости, причем вихри сосредоточиваются у оси и у границы струи. По аналогии с общей теорией крыла можем заключить, что каждый элемент крыла нужно рассматривать как крыло в плоско-параллельном потоке скорости этого потока образуются благодаря сбегающим вихрям. Точное определение скоростного поля представляет весьма сложную задачу благодаря периодичности потока для большинства практических приложений вполне достаточно заменить периодически меняющийся поток некоторым средним потоком. Эта замена равносильна предположению, что при исследовании скоростного поля сбегающих вихрей можно тягу и момент, действующие на конечное число лопастей на некотором радиусе, заменить равномерным распределением тяги и момента по окружности того же радиуса. [c.149]
Отсутствие метода определения циркуляции скорости вокруг крыла затрудняло использование формулы Жуковского для практических расчетов. Эту принципиально важную задачу решил ученик и последователь Жуковского С. А. Чаплыгин [40] и почти одновременно с ним В. Кутта [41]. Начиная с 1910 г. Чаплыгин проводит цикл работ по теории крыла. В статье О давлении плоско-параллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана) (1910 г.) Чаплыгин сформулировал положение (постулат Чаплыгина — Жуковского ), согласно которому при безотрывном обтекании профиля крыла потоком идеальной жидкости хвостовая точка профиля (точка заострения) является точкой схода потока с верхней и нижней поверхностей крыла. Этот постулат позволил вычислить циркуляцию скорости по замкнутому контуру, охватывающему профиль крыла, и тем самым определить подъемную силу по формуле Жуковского. В этой работе Чаплыгин изложил основы плоской задачи аэродинамики и дал формулы для расчета сил давления потока на различные профили крыла. Он впервые вывел общие формулы для силы и аэродинамического момента указал на наличие значительного опрокидывающего момента, действующего на самолет, и вследствие этого опасность потери устойчивости [c. 287]
В зависимости от режима полета самолета действие указанных сил и моментов на крыло изменяется. Например, при выводе самолета из пикирования наибольшую нагрузку создает вертикальный изгибающий момент. При отвесном пикировании наибольшую нагрузку создает крутящий момент. Исходя из этого, прочность и жесткость элементов конструкции крыла проверяется для нескольких характерных случаев полета самолета по нормам прочности и жесткости. [c.87]
Для практического применения существенный интерес представляет определение результирующей силы и шарнирного момента, действующих на подвижную часть крыла. Элементарные силы нормальны к скорости потока, рассматриваемой непосредственно на каждом элементе, и поэтому можно считать, что результирующая сила нормальна к поверхности подвижной части и почти нормальна к скорости потока в бесконечности. Она выражается интегралом [c.135]
В разделе 11.3 мы определили силу и шарнирный момент, действующие на подвижную часть крыла бесконечного размаха. В самом деле, определяя угол ср по формуле (11.35) [c.267]
Формулы Чаплыгина — Блазиуса для сил и моментов применимы только к установившемуся движению. Поэтому, чтобы вычислить аэродинамическую результируюш ую и результируюш ий момент, которые действуют на крыло при неу становившемся движении, необходимо предварительно найти общие выражения для давления, силы и момента в этих условиях обтекания. [c.337]

На основе линейной теории (для подъемной силы и момента) было показано, что для коэффициента полезного действия не существует локального оптимального решения. Только установив границу для амплитуды полной скорости движения крыла, удалось получить глобальное оптимальное решение. Однако приведенные расчеты еще не показывают, существует ли оптимальная частота с физической точки зрения. Чтобы исследовать этот аспект задачи, необходимо рассмотреть еще одну сторону нелинейного эффекта —силу, [c. 123]
Отметим, что при увеличении угла атаки растет и лобовое сопротивление. Отношение полезной подъемной силы к вредной силе лобового сопротивления определяет качество крыла . Для легких спортивных самолетов и истребителей это отношение находится в пределах 12 +15, а для тяжелых грузовых и пассажирских самолетов оно достигает величин 17 + 25. Аэродинамическое качество повышается при улучшении обтекания (уменьшении С ) и увеличении отношения размаха крыла Ь к длине его хорды Ь. Из распределения сил давления следует, что равнодействующая этих сил смещена к передней кромке крыла. Это необходимо принимать во внимание при определении моментов сил, действующих на крыло и определяющих устойчивость самолета. Весьма поучительным является опыт с тонким диском, находящимся в потоке воздуха. Если струю от вентилятора направить на диск, который может свободно вращаться вокруг вертикальной оси (рис. 4.31), то диск займет устойчивое положение, при котором его плоскость перпендикулярна потоку воздуха. Если диск случайно повернется, и кромка окажется ближе к вентилятору, чем кромка К , то возникнет подъемная сила, точка приложения которой будет расположена между кромкой и осью вращения диска. Момент этой силы повернет диск в исходное устойчивое положение. Отметим, что положение, при котором плоскость диска направлена по потоку, является также положением равновесия, однако это равновесие является неустойчивым. [c.84]
Выведем формулу, по которой можно будет пересчитать момент крыла вокруг его носика на момент относительно центра тяжести модели. Для этого перенесем из центра давления силу Я, действующую на крыло (рис. 43), в носик крыла. Это делается так в носике крыла помещаем две силы, равные и параллельные силе Я, но действующие в разные стороны. Такое добавление равновесия, а значит, и величины момента не изменит. Между тем эти три силы образуют сочетание пары сил, дающих момент, равный М относительно носика, и силы Я (показана сплошной линией), приложенной в носике. [c.71]
Схема действующих на крыло сил принимается та же, что и в случае двух лонжеронов, т. е. крыловая нагрузка разбивается на три силовых фактора 1) вертикальную составляющую 2) горизонтальную, 3) крутящий момент, получающийся вследствие переноса аэродинамической силы в центр жесткости крыла. [c.132]
Определим соответствующие силы и момент, действующие на участок крыла площадью Д5 р = .2(bJ os,x) = 2 м . Полагая Ратм = Р = 1,225 кг/м , [c.205]
Вычислим силы и моменты, действующие на участок крыла площадью 5к = = Д 6 /созх = 2 м . Подъемная сила = Су дао5кр- Так как здесь скоростной напор = кр Щ 2 = 6,174- 10 Па, то К[c.206]
Л . В. Келдыш и М. А. Лаврентьев свели задачу о колеблющемся профиле к определению обтекания крыла со скачком потенциала на прямолинейном вихревом следе за крылом, обобщив, таким образом, метод Чаплыгина на случай крыла с переменной циркуляцией. Л. И. Седов дал общие формулы силы и момента, действующих на пpo звoльнo движущееся крыло. В этой работе, а также в монографии, относящейся к 1939 г., Л. И. Седов дал систематическое изложение новых применений метода комплексного переменного к исследованию движения крыла, систем крыльев и бесконечных решеток их, завершив этим большой исторический этап развития теории плоского безвихревого движения, начатой работами Чаплыгина. [c.33]
Исходя из сказанного, можно предварительно заключить, что полет дельтаплана в режиме флаттерного пикирования не является полетом с полным исчезновением подъемной силы и тем более полетом по баллистичес1гОЙ траектории. При флаттерном пикировании сохраняется какой-то остаточный угол атаки, образующий подъемную силу. Тщательные замеры сил и моментов, действующих на гибкое крыло при малых углах атаки, показали [111. что пилоту надо приложить к рулевой трапеции чрезвычайно большое усилие, чтобы вывести дельтаплан из режима флаттерного пикирования. Оно превышает уад1лие, потребное для управления в обычном планирующем полете, в 10—20 раз [c. 43]
Как самостоят. наука А. возникла в нач. 20 в. в связи с потребностями авиации. Одна из осн. задач А,— проектные разработки летат. аппаратов путём расчёта действующих на них аэродинамич. сил. В процессе проектирования самолёта (вертолёта и т. п.) для определения его лётных св-в производят т. н. аэродинамич. расчёт, в результате к-рого находят максимальную, крейсерскую и посадочную скорости полёта, скорость набора высоты (скороподъёмность) и наибольшую высоту полёта ( потолок ), дальность полёта при заданной полезной нагрузке и т. д. В А. самолёта разрабатывают методы аэродинамич. расчёта и определения аэродинамических сил и моментов, действующих на самолёт в целом и на его части — крыло, фюзеляж, оперение и т. д. К А, самолёта относят обычно и расчёт устойчивости и управляемости самолёта, а также теорию воздушных винтов. Вопросы, связанные с нестационарным режимом движения летат, аппаратов, рассматриваются в динамике полёта, [c.42]

Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка Пг/разр> при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей перегрузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке /гамаке- Эти две перегрузки связаны между собой сх)отношением [c.60]
Чаплыгин также впервые изучил вопрос о величине продольного момента, действующего на крыло, считая этот вопрос существенным элементом теории крыла. На основе исследования общей формулы для мол1ента подъемной силы он установил простую зависимость продольного момента от угла атаки, которая лишь через несколько лет была получена экспериментально и явилась впоследствии одной из основных аэродинамических характеристик крыла. Он показал, что коэффищтент продольного момента при больших углах атаки положителен и уменьшается с уменьшением угла атаки, имея отрицательную величину при угле атаки, соответствующем нулевой подъемной силе. При отрицательных углах атаки момент, оставаясь отрицательным, увеличивается по абсолютной величине при увеличении абсолютного значения угла атаки крыла. [c.277]
Моменты сил, действующие на крыло так же, как и сами силы, измеряют на специальных весах в аэродинамических трубах, причем продольный момент, действующий на крыло, замеряют вокруг оси, проходящей через носик крыла. [c.70]
Обычный несущий винт вертолета состоит из двух или большего числа одинаковых, разделенных равными угловыми промежутками лопастей, прикрепленных к центральной втулке. Винт равномерно вращается под действием крутящего момента, который передается, как правило, от двигателя на вал. Подъемные силы и сопротивления лопастей — этих вращающихся крыльев — создают аэродинамический момент, силу тяги и другие силы и моменты несущего винта. Большой диаметр винта, требуемый для эффективного вертикального полета, и большое удлинение лопастей, диктуемое необходимостью иметь высокое аэродинамическое качество вращающихся крыльев, делают лопасти гораздо более гибкими, чем у винтов с большой нагрузкой на диск (например, пропеллеров). Следовательно, при полете аппарата лопасть несущего винта под действием аэродинамических сил будет совершать значительные движения. v3th движения могут вызвать большие напряжения в лопасти или большие моменты в ее корне, которые через втулку передаются вертолету. Поэтому при проектировании лопастей и втулки несущего винта следует позаботиться о том, чтобы эти нагрузки были по возможности малы. Центробежные силы препятствуют отклонению вращаЮ щейся лопасти от плоскости диска, так что ее движение будет наиболее заметным вблизи комля. Вследствие этого поиски прО [c.20]
У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]
Общая теория параболы метацентров в этой работе была предложена С.А. Чаплыгиным одновременно с Mises oM. Эта парабола и ее фокус, обычно называемый теперь фокусом крыла, определяет все интегральные свойства сил, действующих на крыло в силу теоремы силы давления воздуха на крыло приводятся к равнодействующей, проходящей через фокус, и постоянной паре, момент которой равен опрокидывающему моменту. [c.167]
Аэродинамическая сила, действующая на крыло, обусловлена аэродинамическим давлением на элементы его поверхности. Известно, что систему сил. действующих на твердое тело (мы предполагаем, что крыло является твердым), можно заменить для любой заданной ттки приведения одной силой, действующей в этой точке, и парой сил. Кроме того, величина и направление равнодействующей в точке приведения не зависит от выбора точки приведения, тогда как момент пары сил зависит от этого выбора. [c.190]
Дальнейшее развитие авиационной техники потребовало рассмотрения крыльев с формами в плане, отличными от формы прямого крыла большого удлинения. Теория прямой несуш ей линии, данная Л. Прандтлем, не позволяла рассматривать крылья произвольной формы в плане даже сравнительно большого удлинения. К числу таких крыльев относятся стреловидные крылья. Причина состоит в том, что в этих случаях индуктивные скорости на несуш ей линии обраш аются в бесконечность. А. А. Да-родницын (1944) обобщил теорию на случай крыла с криволинейной несущей линией, показав, что для крыльев большого удлинения это обобщение может служить достаточно хорошим приближением к теории несущей поверхности. Отметив невозможность описания обтекания только с йомощью введения понятия постоянного по хорде индуктивного угла атаки, он предложил рассматривать индуктивные скорости не на самой несущей линии, где они бесконечны, а в ее окрестности, С помощью дополнительного потока с логарифмическим потенциалом, обтекающего сечения крыла, определяется циркуляция, обусловленная конечностью размаха и криволинейностью оси крыла, а также действующие на крыло силы и моменты. [c. 94]
Настоящая программа была разработана для демонстрации возможностей визуального контроля при расчете аэродинамических сил, действующих на крыло самолета. Во время летных испытаний необходимо замерять аэродинамические давления на поверхности крыльев. Это позволяет убеждаться, что реальные давления близки к расчетным, полученным при проектировании, а также что величины поперечных сил и моментов изгиба, действующих на крыло, не превосходят значений, которые данная конструкция по расчету должна выдерживать. В целях контроля общей точности измерений можно проинтегрировать аэроди- [c.123]
Почему самолет держится в воздухе? Аэродинамика «на пальцах. Почему летает самолет
Часто, наблюдая за летящим в небе самолётом, мы задаёмся вопросом, как самолёт поднимается в воздух. Как он летит? Ведь самолёт значительно тяжелее воздуха.
Почему поднимается дирижабль
Мы знаем, что аэростаты и дирижабли поднимает в воздух сила Архимеда . Закон Архимеда для газов гласит: «Н а тело, погружённое в газ, действует выталкивающая сила, равная силе тяжести вытесненного этим телом газа» . Эта сила противоположна по направлению силе тяжести. То есть, сила Архимеда направлена вверх.
Если сила тяжести равна силе Архимеда, то тело находится в равновесии. Если же сила Архимеда больше силы тяжести, то тело поднимается в воздухе. Так как баллоны аэростатов и дирижаблей заполняют газом, который легче воздуха, то сила Архимеда выталкивает их вверх. Таким образом, сила Архимеда является подъёмной силой для летательных аппаратов легче воздуха.
Но сила тяжести самолёта значительно превышает силу Архимеда. Следовательно, поднять самолёт в воздух она не может. Так почему же он всё-таки взлетает?
Подъёмная сила крыла самолёта
Возникновение подъёмной силы часто объясняют разностью статических давлений воздушных потоков на верхней и нижней поверхности крыла самолёта.
Рассмотрим упрощённый вариант появления подъёмной силы крыла, которое располагается параллельно потоку воздуха. Конструкция крыла такова, что верхняя часть его профиля имеет выпуклую форму. Воздушный поток, обтекающий крыло, разделяется на два: верхний и нижний. Скорость нижнего потока остаётся практически неизменной. А вот скорость верхнего возрастает за счёт того, что он должен преодолеть больший путь за то же время. По закону Бернулли, чем выше скорость потока, тем ниже давление в нём. Следовательно, давление над крылом становится ниже. Из-за разницы этих давлений возникает подъёмная сила , которая толкает крыло вверх, а вместе с ним поднимается и самолёт. И чем больше эта разница, тем больше и подъёмная сила.
Но в этом случае невозможно объяснить, почему подъёмная сила появляется, когда профиль крыла имеет вогнуто-выпуклую или двояковыпуклую симметричную форму. Ведь здесь воздушные потоки проходят одинаковое расстояние, и разницы давлений нет.
На практике профиль крыла самолёта располагается под углом к воздушному потоку. Этот угол называется углом атаки . А поток воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью такого крыла, скашивается и приобретает движение вниз. Согласно закону сохранения импульса на крыло будет действовать сила, направленная в противоположном направлении, то есть, вверх.
Но эта модель, описывающая возникновение подъёмной силы, не учитывает обтекание верхней поверхности профиля крыла. Поэтому в данном случае величина подъёмной силы занижается.
На самом деле всё намного сложнее. Подъёмная сила крыла самолёта не существует как самостоятельная величина. Это одна из аэродинамических сил.
Набегающий поток воздуха воздействует на крыло с силой, которая называется полной аэродинамической силой . А подъёмная сила — это одна из составляющих этой силы. Вторая составляющая – сила лобового сопротивления. Вектор полной аэродинамической силы – это сумма векторов подъёмной силы и силы лобового сопротивления. Вектор подъёмной силы направлен перпендикулярно вектору скорости набегающего воздушного потока. А вектор силы лобового сопротивления – параллельно.
Полная аэродинамическая сила определяется как интеграл от давления вокруг контура профиля крыла:
Y – подъёмная сила
Р – тяга
dΩ – граница профиля
р – величина давления вокруг контура профиля крыла
n – нормаль к профилю
Теорема Жуковского
Как образуется подъёмная сила крыла, впервые объяснил русский учёный Николай Егорович Жуковский, которого называют отцом русской авиации. В 1904 г. он сформулировал теорему о подъёмной силе тела, которое обтекается плоскопараалельным потоком идеальной жидкости или газа.
Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока, что позволило учесть скос потока и получить более точное значение подъёмной силы.
Подъемная сила крыла бесконечного размаха равна произведению плотности газа (жидкости), скорости газа (жидкости), циркуляции скорости потока и длины выделенного отрезка крыла. Направление действия подъемной силы получается поворотом вектора скорости набегающего потока на прямой угол против циркуляции.

Подъёмная сила
Плотность среды
Скорость потока на бесконечности
Циркуляция скорости потока(вектор направлен перпендикулярно плоскости профиля, направление вектора зависит от направления циркуляции),
Длина отрезка крыла (перпендикулярно плоскости профиля).
Величина подъёмной силы зависит от многих факторов: угла атаки, плотности и скорости воздушного потока, геометрии крыла и др.
Теорема Жуковского положена в основу современной теории крыла.
Самолёт может взлететь только в том случае, если подъёмная сила больше его веса. Скорость он развивает с помощью двигателей. С увеличением скорости увеличивается и подъёмная сила. И самолёт поднимается вверх.
Если подъёмная сила и вес самолёта равны, то он летит горизонтально. Двигатели самолёта создают тягу – силу, направление которой совпадает с направлением движения самолёта и противоположно направлению лобового сопротивления. Тяга толкает самолёт сквозь воздушную среду. При горизонтальном полёте с постоянной скоростью тяга и лобовое сопротивление уравновешены. Если увеличить тягу, самолёт начнёт ускоряться. Но и лобовое сопротивление увеличится тоже. И вскоре они снова уравновесятся. И самолёт будет лететь с постоянной, но большей скоростью.
Если скорость уменьшается, то становится меньше и подъёмная сила, и самолёт начинает снижаться.
Почему летают птицы?
Крыло птицы устроено так, что создает силу, противодействующую силе тяжести. Ведь птичье крыло не плоское, как доска, а выгнутое . Это значит, что струя воздуха, огибающая крыло, должна пройти по верхней стороне более длинный путь, чем по вогнутой нижней. Чтобы оба воздушных потока достигли оконечности крыла одновременно, воздушный поток над крылом должен двигаться быстрее, чем под крылом. Поэтому скорость течения воздуха над крылом увеличивается, а давление уменьшается.
Разность давлений под крылом и над ним создает подъемную силу, направленную вверх и противодействующую силе тяжести.
Для кого-то актуально сейчас, для кого-то после — купить дешевый авиабилет онлайн. Это можно здесь! (Жмите на картинку!)
Зайдя на сайт, задайте направление, дату вылета (прилета), задайте количество билетов и вам компьютер автоматически выдаст таблицу с рейсами на данное число и на ближайшие рейсы, варианты, их стоимость.
Бронировать билет нужно, при возможности, как можно ранее и выкупать быстрее, пока действует бронь. Иначе, дешевые билеты «уплывут». Все подробности, узнать популярные направления с Украины, заказать авиа и ЖД билеты из любой точки в любую точку можно, зайдя по указанной картинке — на сайте по адресу http://711.ua/cheap-flights/.
Самолеты — очень сложные устройства, порой пугающие своей сложностью обывателей, людей, не знакомых с аэродинамикой.
Масса современных воздушных лайнеров может достигать 400 тонн, но они спокойно держатся в воздухе, быстро перемещаются и могут пересекать огромные расстояния.
Почему самолет летает?
Потому что у него, как и у птицы, есть крыло!
Если откажет двигатель — ничего страшного, самолет долетит на втором. Если отказали оба двигателя — история знает случаи, что и в таких обстоятельствах садились на посадку. Шасси? Ничего не мешает самолету сесть на брюхо, при соблюдении определенных мер пожарной безопасности он даже не загорится. Но самолет никогда не сможет лететь без крыла. Потому что именно оно создает подъемную силу.
Самолеты непрерывно «наезжают» на воздух своими крыльями, установленными под небольшим углом к вектору скорости воздушного потока. Этот угол в аэродинамике называется «угол атаки». «Угол атаки» — это угол наклона крыла к невидимому и абстрактному «вектору скорости потока». (см. рис 1)
Наука гласит, что самолет летает потому, что на нижней поверхности крыла создается зона повышенного давления, благодаря чему на крыле возникает аэродинамическая сила, направленная перпендикулярно крылу вверх. Для удобства понимания процесса полета, эту силу раскладывают по правилам векторной алгебры на две составляющие: силу аэродинамического сопротивления Х
(она направлена вдоль воздушного потока) и подъемную силу Y (перпендикулярную вектору скорости воздуха). (см. рис 2)
При создании самолета крылу уделяется огромное внимание, потому что именно от него будет зависеть безопасность выполнения полетов. Глядя в иллюминатор, пассажир замечает, что оно гнется и вот-вот сломается. Не бойтесь, оно выдерживает просто колоссальные нагрузки.
В полете и на земле у самолета крыло «чистое», оно имеет минимальное сопротивление воздуху и достаточную подъемную силу, чтобы удержать самолет на высоте, летящим на огромной скорости.
Но когда приходит время взлета или посадки, самолету нужно лететь как можно медленнее, чтобы с одной стороны не исчезла подъемная сила, а с другой колеса выдержали касание земли. Для этого площадь крыла увеличивается: выпускаются закрылки (плоскости в задней части) и предкрылки (в передней части крыла).
Если нужно еще уменьшить скорость, то в верхней части крыла выпускаются спойлеры, которые играют роль воздушного тормоза и уменьшают подъемную силу.
Самолет становится похож на ощетиневшегося зверя, медленно приближающегося к земле.
Все вместе: закрылки, предкрылки и спойлеры — называется механизацией крыла. Механизацию выпускают летчики вручную из кабины перед взлетом или посадкой.
На этот процесс задействуется, как правило, гидравлическая система (реже электрическая). Механизм выглядит очень интересно, и является в то же время очень надежным.
На крыле имеются рули (по-авиационному элероны), подобные корабельным (не зря самолет называется воздушным судном), которые отклоняются, наклоняя самолет в нужную сторону. Обычно они отклоняются синхронно на левой и правой стороне.
Также на крыле имеются аэронавигационные огни , которые предназначены для того, чтобы со стороны (с земли или другого самолета) было всегда видно, в какую сторону летит самолет. Дело в том, что слева всегда горит красный, а справа — зеленый. Иногда рядом с ними ставят белые «мигалки», которые очень хорошо видно ночью.
Большинство характеристик самолета напрямую зависит от крыла, его аэродинамического качества и других параметров. Внутри крыла расположены баки с топливом (от размеров крыла очень сильно зависит максимальный объем заправляемого топлива), на передней кромке ставятся электрические обогреватели, чтобы в дождь там не нарастал лед, в корневой части крепятся шасси…
Скорость самолета достигается при помощи силовой установки или турбины . За счет силовой установки, создающей силу тяги, самолет способен преодолевать сопротивление воздуха.
Самолеты летают по законам физики
В основе аэродинамики как науки заложена теорема Николая Егоровича Жуковского, выдающегося русского ученого, основателя аэродинамики, которая была сформулирована еще в 1904 году . Спустя год, в ноябре 1905 года Жуковский изложил свою теорию создания подъемной силы крыла летательного аппарата на заседании Математического общества.
Почему самолеты летают так высоко?
Высота полета современных реактивных самолетов находится в пределах от 5000 до 10000 метров над уровнем моря . Это объясняется очень просто: на такой высоте плотность воздуха намного меньше, а, следовательно, меньше и сопротивление воздуха. Самолеты летают на больших высотах, потому что при полете на высоте 10 километров самолет расходует на 80% меньше горючего, чем при полете на высоте в один километр.
Однако почему же тогда они не летают еще выше, в верхних слоях атмосферы, где плотность воздуха еще меньше?
Дело в том, что для создания необходимой тяги двигателем самолета необходим определенный минимальный запас воздуха . Поэтому у каждого самолета имеется наибольший безопасный предел высоты полета, называемый также «практический потолок». К примеру, практический потолок самолета Ту-154 составляет около 12100 метров.
Люди всегда стремились летать. Более 100 лет назад, братьям Райт удалось осуществить эту мечту. Полет на первых самолетах был действительно опасным мероприятием, однако с течением времени безопасность полетов в мире существенно улучшалась из года в год.
На сегодняшний день из 48 000 000 коммерческих рейсов в год во всем мире, происшествиями заканчиваются около 28 (!). Только 5–10 авиакатастроф в год оканчиваются человеческими жертвами.
И это из 48 000 000 рейсов! Такие потрясающие показатели стали возможными благодаря неустанной работе сотен тысяч людей и организаций: конструкторов воздушных судов, производителей самолетов, летчиков-испытателей, производителей электронных систем навигации, диспетчеров, разработчиков летных тренажеров и многих других. Сегодня авиация является одним из самых безопасных процессов жизнедеятельности, хоть и не абсолютно безопасным.
Для повышения уровня вашего спокойствия на борту мне представляется необходимым донести до вас принцип полета самолета. Действительно, понимая, что самолет летает в полном соответствии с законами природы, а не вопреки им, многим становится гораздо спокойнее. Людям, испытывающим страх перед полетом, свойственно следующее мышление: «Я не понимаю, как эта махина летает. Мне не кажется надежным и безопасным “болтаться” на высоте 10 000 метров, когда под тобой пустота, и зависеть от малейшего каприза двигателя». На самом же деле самолет летает не вопреки, а благодаря законам природы и в полной гармонии с ними.
Понаблюдайте за птицами: даже не совершая взмахов крыльями, они могут парить в воздухе достаточно продолжительное время, а не падают камнем вниз, верно? Тогда почему, по вашему мнению, самолет якобы зависит от «каприза» двигателя? Почему, согласно распространенному заблуждению аэрофобов, самолет неминуемо должен упасть, случись, не дай бог, что с двигателем или с какой-либо другой системой?
Принцип, благодаря которому самолет держится в воздухе таков: при прохождении самолета через поток воздуха на скорости, давление под самолетом всегда будет выше, чем давление над ним. То есть, под самолетом образуется «подушка» из воздуха, точнее газа под высоким давлением. Чем выше скорость, – тем больше разница в давлении, тем «толще» наша «подушка».
Во время полета на самолет действуют 4 основные силы, уравновешивающие друг друга. Это тяга, сопротивление, вес и подъемная сила. Чем больше вес, тем большая подъемная сила необходима самолету.
Подъемная сила образуется согласно теореме Берноулли. Не имея желания вводить читателей в глубины физики и аэродинамики, можно упростить теорему Берноулли и представить ее в следующем виде:
L = подъемная сила (или «толщина подушки»)
12 – плотность воздуха
S – площадь аэродинамической поверхности
подъемная сила образуется, если есть плотность воздуха, аэродинамическая поверхность (например, крыло) и скорость. Чем больше скорости и чем больше площадь крыла, тем больше подъемной силы. Вот почему у больших, тяжелых самолетов делают большие крылья и им нужна большая скорость для взлета.
Для лучшего понимания этого закона попробуйте при езде на машине выставить в открытое окно руку, ладонью вниз и под углом примерно 45 градусов вверх. Что произойдет? Верно, поток воздуха будет поднимать вашу руку вверх, точно так же, как он поднимает самолет, так как давление под рукой будет выше, чем давление над рукой. Обязательно проведите этот эксперимент и в течении нескольких минут, почувствуйте «упругость» воздуха. Ваша рука – «миникрыло», или, выражаясь более научно – аэродинамическая поверхность.
Такими аэродинамическими поверхностями являются большинство частей самолета: это и крылья, и фюзеляж, и рули высоты и даже… выпущенные шасси.
Таким образом,
пока у самолета есть крылья и скорость – он может «парить» в воздухе точно так же, как птица.
Одно из самых распространенных заблуждений людей, испытывающих страх перед полетом, состоит в том, что если двигатель выйдет из строя – то самолет камнем упадет вниз! Понимая основной принцип полета, вы теперь знаете, что этого не произойдет. Во-первых, у самолета есть еще как минимум один двигатель, используя который, самолет может долететь до пункта назначения и вернуться обратно. Во-вторых, даже при отказе двух двигателей сразу (что случается во всей огромной системе под названием «мировая авиация» крайне редко, в среднем один раз в 7–8 лет) самолет имеет достаточно высоты и скорости, чтобы планировать около 40–45 минут с круизной высоты. За это время воздушное судно вполне может достичь ближайшего аэродрома и совершить посадку. Даже если редчайший отказ всех двигателей случится вдалеке от аэропортов, самолет с большой долей вероятности сможет спланировать и приводниться, сесть на поле или на другой ровный участок.
Самолет просто физически не может упасть вниз с круизной высоты.
Самолет в воздухе сравним с мухой в банке со сгущенным молоком – сгущенка плотно держит муху, не давая ей упасть на дно.
Точно так же разница в давлении надежно держит самолет в воздухе. Единственный вариант заставить самолет неуправляемо падать – это ввести его в так называемый штопор, а для этого нужно приложить не меньше усилий, чем для прыжка с Останкинской башни. Случайно самолет в штопоре оказаться не может. И как доказательство, факт – за последние 30 лет такое произошло лишь однажды.
Забегая вперед, скажу, что большинство самолетов, приступая к снижению с эшелона перед посадкой, используют режим двигателей именуемый «малый газ», не создающий тяги. То есть, практически каждый самолет перед посадкой планирует около получаса, не используя тяги двигателей. Тот шум, которые пассажиры слышат в салоне самолета, есть не что иное, как холостой режим их работы, сравнимый с работой двигателя автомобиля на нейтральной передаче.
Запомните – полет столь же естественен для самолета, как для человека – земное притяжение. Полет происходит в полной гармонии с законами природы и благодаря им. То, что вам КАЖЕТСЯ неестественным и ненадежным – вам только КАЖЕТСЯ. А согласитесь, между тем, что кажется, и тем, как обстоят дела на самом деле, – зачастую расстояние велико.
Как летают самолеты?
Самолет относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Это означает, что для его полета нужны определенные условия, сочетание точно рассчитанных факторов. Полет самолета – это результат действия подъемной силы, которая возникает при движении потоков воздуха навстречу крылу. Оно повернуто под точно рассчитанным углом и имеет аэродинамическую форму, благодаря которой при определенной скорости начинает стремиться вверх, как говорят летчики – “становится на воздух”.
Разгоняют самолет и поддерживают его скорость двигатели. Реактивные толкают самолет вперед за счет сгорания керосина и потока газов, вырывающихся из сопла с большой силой. Винтовые двигатели “тянут” самолет за собой.
Крыло современных самолетов является статичной конструкцией и само по себе не может самостоятельно создавать подъемную силу. Возможность поднять многотонную машину в воздух возникает только после поступательного движения (разгона) летательного аппарата с помощью силовой установки. В этом случае крыло, поставленное под острым углом к направлению воздушного потока, создает различное давление: над железной пластиной оно будет меньше, а снизу изделия – больше. Именно разность давлений приводит к возникновению аэродинамической силы, способствующей набору высоты.
Материалы по теме:
Почему за самолетом остается след, а иногда нет?
Подъемная сила самолетов состоит из следующих факторов:
Угла атаки
Несимметричного профиля крыла
Наклон металлической пластины (крыла) к воздушному потоку принято называть углом атаки. Обычно при подъеме самолета упомянутое значение не превышает 3-5°, чего достаточно для взлета большинства моделей самолетов. Дело в том, что конструкция крыльев с момента создания первого летательного аппарата претерпела серьезные изменения и сегодня представляет собой несимметричный профиль с более выпуклым верхним листом металла. Нижний лист изделия характеризуется ровной поверхностью для практически беспрепятственного прохождения воздушных потоков.
Схематично процесс образования подъемной силы выглядит так: верхним струйкам воздуха нужно пройти больший путь (из-за выпуклой формы крыла), чем нижним, при этом количество воздуха за пластиной должно остаться одинаковым. В результате верхние струйки будут двигаться быстрее, создавая согласно уравнению Бернулли область пониженного давления. Непосредственно различие в давлении над и под крылом в купе с работой двигателей помогает самолету набрать требуемую высоту. Следует помнить, что значение угла атаки не должно превышать критической отметки, иначе подъемная сила упадет.
Крыла и двигателей недостаточно для управляемого, безопасного и комфортного полета. Самолетом нужно управлять, при этом точность управления более всего нужна во время посадки. Летчики называют посадку управляемым падением – скорость самолета снижается так, что он начинает терять высоту. При определенной скорости это падение может быть очень плавным, приводящим к мягкому касанию колесами шасси полосы.
Материалы по теме:
Почему в авиации используют заклепки?
Управление самолетом совершенно не похоже на управление автомобилем. Штурвал пилота предназначен для отклонения вверх и вниз и создания крена. “На себя” – это набор высоты. “От себя” – это снижение, пикирование. Для того, чтобы повернуть, изменить курс, нужно нажать на одну из педалей и штурвалом наклонить самолет в сторону поворота… Кстати, на языке пилотов это называется “разворот” или “вираж”.
Для разворота и стабилизации полета в хвосте самолета расположен вертикальный киль. А находящиеся под ним и над ним небольшие “крылья” – это горизонтальные стабилизаторы, которые не позволяют огромной машине бесконтрольно подниматься и опускаться. На стабилизаторах для управления имеются подвижные плоскости – рули высоты.
Для управления двигателями между креслами пилотов находятся рычаги – при взлете они переводятся полностью вперед, на максимальную тягу, это взлетный режим, необходимый для набора взлетной скорости. При посадке рычаги отводят полностью назад – в режим минимальной тяги.
Многие пассажиры с интересом смотрят, как перед посадкой задняя часть огромного крыла вдруг опускается вниз. Это закрылки, “механизация” крыла, которая выполняет несколько задач. При снижении полностью выпущенная механизация тормозит самолет, чтобы не дать ему слишком разогнаться. При посадке, когда скорость очень невелика, закрылки создают дополнительную подъемную силу для плавной потери высоты. При взлете они помогают основному крылу удерживать машину в воздухе.
Человечество издавна интересовал вопрос, как же так получается, что многотонный летательный аппарат легко поднимается к небесам. Как же происходит взлет и как летают самолеты? Когда авиалайнер движется на большой скорости по взлетной полосе, у крыльев появляется подъемная сила и работает снизу вверх.
При движении воздушного судна вырабатывается разница давлений на нижнюю и верхнюю стороны крыла, благодаря чему получается подъемная сила, удерживающая воздушное судно в воздухе. Т.е. высокое давление воздуха снизу толкает крыло вверх, при этом низкое давление сверху затягивает крыло на себя. В результате крыло поднимается.
Для взлета авиалайнера, ему необходим достаточный разбег. Подъемная сила крыльев увеличивается в процессе набора скорости , которая должна превысить предельный взлетный режим. Затем пилот увеличивает угол взлета , отводя штурвал к себе. Носовая часть лайнера поднимается вверх, и машина поднимается в воздух.
Затем убираются шасси и выпускные фары . С целью уменьшения подъемной силы крыла, пилот постепенно выполняет уборку механизации. Когда авиалайнер достигнет необходимого уровня, летчик устанавливает стандартное давление, а двигателям – номинальный режим . Чтобы посмотреть, как взлетает самолет, видео предлагаем просмотреть в конце статьи.
Взлет судна выполняется под углом . С практической точки зрения этому можно дать следующее объяснение. Руль высоты – это подвижная поверхность, управляя которой можно вызвать отклонение самолета по тангажу.
Рулем высоты можно управлять углом тангажа, т.е. изменять скорость набора или потери высоты. Это происходит вследствие изменения угла атаки и силы подъема. Увеличивая скорость двигателя, пропеллер начинает крутиться быстрее и поднимает авиалайнер вверх. И наоборот, направляя рули высоты вниз, нос самолета опускается вниз, при этом скорость двигателя следует уменьшать.
Хвостовая часть авиалайнера укомплектована рулем направления и тормозами на обе стороны колес.
Как летают авиалайнеры
Отвечая на вопрос, почему летают самолеты, следует вспомнить закон физики. Разница давлений воздействует на подъемную силу крыла.
Скорость потока будет больше, если давление воздуха будет низким и с точностью, наоборот.
Поэтому, если скорость авиалайнера большая, то его крылья приобретают подъемную силу, которая толкает воздушное судно.
Еще на подъемную силу крыла авиалайнера влияют некоторые обстоятельства: угол атаки, скорость и плотность потока воздуха, площадь, профиль и форма крыла.
Современные лайнеры имеют минимальную скорость от 180 до 250 км/час , при которых осуществляется взлет, планирует в небесах и не падает.
Высота полета
Какая же предельная и безопасная высота полета самолета.
Не все суда имеют одинаковую высоту полета , «воздушный потолок» может колебаться на высоте от 5000 до 12100 метров . На больших высотах плотность воздуха минимальная, при этом лайнер достигает наименьшего сопротивления воздуха.
Двигателю лайнера необходим фиксированный объем воздуха для сжигания, потому как двигатель не создаст нужной тяги. Также, при полетах на большой высоте, самолет экономит топливо до 80% в отличие от высоты до километра.
За счет чего самолет находится в воздухе
Чтобы ответить, почему самолеты летают, необходимо поочередно разобрать принципы его перемещения в воздухе. Реактивный авиалайнер с пассажирами на борту достигает несколько тонн, но при этом, легко взлетает и осуществляет тысячекилометровый перелет.
На движение в воздухе влияют и динамические свойства аппарата, конструкции агрегатов, формирующие полетную конфигурацию.
Силы, влияющие на движение самолета в воздухе
Работа авиалайнера начинается с запуска двигателя. Небольшие суда работают на поршневых двигателях, вращающих воздушные винты, при этом создается тяга, помогающая воздушному судну перемещаться в воздушном пространстве.
Большие авиалайнеры работают на реактивных двигателях, которые в процессе работы выбрасывают много воздуха, при этом реактивная сила приводит летательный аппарат к движению вперед.
Почему же самолет взлетает и находится долгое время в воздухе? Так как форма крыльев имеет разную конфигурацию: сверху округлая, а снизу плоская , то поток воздуха с обеих сторон не одинаковый. Сверху крыльев воздух скользит и становится разреженным, а давление его меньше, чем воздух снизу крыла. Потому, посредством неравномерного давления воздуха и форме крыльев, возникает сила, приводящая к взлету самолета вверх.
Но чтобы авиалайнер мог легко оторваться от земли, ему необходимо на высокой скорости совершить разбег по взлетной полосе.
Из этого следует вывод, чтобы авиалайнер беспрепятственно находился в полете, ему необходим движущийся воздух, который рассекают крылья и создает подъемную силу.
Взлет самолета и его скорость
Многих пассажиров интересует вопрос, какую скорость развивает самолет при взлете? Существует ошибочное представление, что скорость взлета для каждого самолета одинакова. Чтобы ответить на вопрос, какая скорость самолета при взлете, следует обратить внимание на немаловажные факторы.
Авиалайнер не имеет строго фиксированной скорости. Подъемная сила воздушного лайнера зависит от его массы и длины крыльев . Взлет совершается тогда, когда при встречном потоке создается подъемная сила, которая на много больше массы самолета. Поэтому, взлет и скорость воздушного аппарата зависит от направления ветра, атмосферного давления, влажности, осадков, длины и состояния взлетной полосы.
Чтобы создать подъемную силу и удачно выполнить отрыв от земли, самолету необходимо набрать максимальную взлетную скорость и достаточный разбег . Для этого требуются длинные взлетные полосы. Чем большегрузный самолет, тем требуются длиннее взлетно-посадочная полоса.
Для каждого самолета существует своя шкала взлетных скоростей, потому что все они имеют свое предназначение: пассажирский, спортивный, грузовой. Чем легче самолет, тем взлетная скорость значительно ниже и наоборот.
Взлет пассажирского реактивного самолета Boeing 737
Разбег авиалайнера по взлетной полосе начинается, когда двигатель достигнет 800 оборотов в минуту, пилот потихоньку отпускает тормоза и держит рычаг управления на нейтральном уровне. Затем самолет продолжает движение на трех колесах;
Перед отрывом от земли скорость лайнера должна достигнуть 180 км в час . Затем летчик тянет рычаг, что приводит к отклонению щитков – закрылков и поднятию носовой части самолета. Далее разгон производится на двух колесах;
После, с приподнятой носовой частью, авиалайнер разгоняется на двух колесах до 220 км в час , а затем производится отрыв от земли.
Поэтому, если вы хотите подробнее узнать, как взлетает самолет, на какую высоту и с какой скоростью, мы предлагаем вам эту информацию в нашей статье. Надеемся, что от воздушного путешествия вы получите огромное удовольствие.
Аэродинамика крыла и законцовки — Sukhoi Superjet 100
Инженер2010:
Немного добавлю про использование законцовок крыла. Они таки действительно снижают перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю, но не для увеличения подъёмной силы крыла (этой проблемы нет на крейсере), а для повышения а/д качества. Постараюсь изложить понагляднее, правда, получится длинновато, так что пациентов Канатчиковой дачи прошу не читать, чтобы не возбуждаться.
Представьте себе изолированную струйку воздуха, попавшую на крыло: на передней кромке крыла струйка разделяется на две части — одна обтекает профиль сверху, а вторая — снизу. Исходя из постулата о неразрывности потока, обе части струйки обязательно встретятся на задней кромке профиля. Так как верхней части струйки приходится «пробегать» большее расстояние, то её скорость увеличивается, и над крылом возникает разрежение, приводящее к возникновению подъёмной силы, и как правильно было замечено, к перетеканию воздуха с нижней поверхности крыла, через его законцовку, на верхнюю поверхность, где давление ниже. Таким образом, по всему полуразмаху на нижней поверхности крыла воздух перемещается в сторону законцовки, а на верхней поверхности в обратную сторону, то есть от законцовки к фюзеляжу. Тут и начинается самое интересное: к скоростям движения верхней и нижней частей струйки вдоль профиля крыла добавляется боковая составляющая, направленная вдоль размаха, поэтому нижняя часть струйки слегка отклоняется в сторону законцовки, а верхняя — в сторону фюзеляжа. В результате этого взаимного смещения обе струйки, смыкаясь за задней кромкой профиля, закручиваются… и превращаются в вихревой жгут. То есть поток воздуха, попадая на крыло, сходит с него уже в виде вихревой пелены. А так как скорость перетока растёт ближе к законцовкам, то интенсивность вихрей также увеличивается в направлении от фюзеляжа к законцовкам, а самыми мощными всегда являются концевые вихри. Крыло самолёта, «продираясь» сквозь воздух, генерирует вихревую систему, а на это приходится затрачивать дополнительную энергию, то есть преодолевать дополнительное сопротивление, называемое вихревым, или индуктивным.
В итоге, коэффициент сопротивления самолёта, в общем случае, складывается из С_х0 (сопротивление при нулевой подъёмной силе) и С_хi (индуктивное). В полетё с М>0.7 появляется ещё и третье слагаемое — С_хм (волновое сопротивление), но в данном процессе мы его не рассматриваем. В аэродинамике есть такое теоретическое понятие, как «крыло бесконечного размаха» (как в геометрии — бесконечная прямая или бесконечная плоскость), и это крыло совсем не имеет индуктивного сопротивления. Но реальное крыло конечного размаха даёт существенную «вихревую» добавку к С_х0. Уменьшить эту добавку (снизить интенсивность вихрей), и соответственно повысить а/д качество самолёта можно увеличением геометрического удлинения крыла (размах в квадрате, делённый на площадь крыла), самый яркий пример такого решения — планер-паритель у которого удлинение может достигать 20-25 единиц. У гражданских ВС удлинение около 10-11. Применение законцовок различной формы позволяет достичь этого же эффекта, не удлиняя консоли крыла — увеличить так называемое «эффективное удлинение» на 1-2 единицы.
Таким образом, законцовки применяются для уменьшения интенсивности вихрей и повышения а/д качества самолёта, а, следовательно, уменьшения расхода топлива, преимущественно в крейсерском полёте.
Валерий Попов: Строго говоря, производная коэффициента подъемной силы по углу атаки тоже подрастёт, так как она связана с интенсивностью вихревой системы крыла и удлинением крыла. Но в данном случае это «побочный» эффект.
Инженер2010: Валера, и не надейся, не выйдет — приводить формулы и копать далеко вглубь я не буду, я же написал, что постараюсь изобразить понагляднее и попроще. :))) А все желающие могут дополнить, тоже простым языком — без производных и интегралов… 🙂
Валерий Попов: Типичная ошибка в рассуждениях — считать, что вихревая система возникает вследствие «перетекания потока с нижней поверхности на верхнюю через законцовку». Отсюда же и проекты кольцевых крыльев. Прямо же было сказано, что вихревая система — плата за создание подъёмной силы и результат в первую очередь наличия тангенциального разрыва скорости на задней кромке крыла конечного размаха. С задней кромки будет сходить сплошная вихревая пелена с переменной интенсивностью вдоль размаха, какие бы законцовки к крылу не прикручивали. Эта пелена «сворачивается» в два вихря на расстоянии нескольких хорд крыла вниз по потоку.
Ntone: Почему такое разнообразие законцовок: от визитной карточки А32x — смотрящие в обе стороны, B738 — огромными хвостами смотрящие вверх, ну и горизонтальные, например у B787, B748. Полагаю, они неравнозначны.
tomashomecat: интересно насколько логические выводы будут отличаться от профессионально-аэродинамических 🙂
Все эти законцовки — Уиткомбы, шарклеты и прочие «концевые шайбы», являются вещью в себе — уменьшают индуктивное сопротивление, но с другой стороны — увеличивают общий С_х0 и вес. Можно нацепить «украшение» на крыло, а в результате получить копеечный выигрыш в расходе или вообще — «остаться при своих». Так что их индивидуальный подбор к крылу — вещь очень непростая и иногда их ставят просто ради моды, чтобы показать, что это «Next Generation», а не какой-то там «древний отстой». О всех премудростях данного процесса могут рассказать «чистые» аэродинамики.
Engineer_2010: «Чистые аэродинамики» уже рассказывали)))))). Именно по их настоянию базовый SSJ получился без законцовок. Но Долотовский говорит про 3% экономии на продувках ЦАГИ.
Болсуновский Анатолий: Уважаемый Engineer_2010, спасибо за Ваше популярное объяснение механизма работы законцовок крыла. Оно практически правильное, за исключением следующего тезиса: «Исходя из постулата о неразрывности потока, обе части струйки обязательно встретятся на задней кромке профиля. Т.к. верхней части струйки приходится «пробегать» большее расстояние, то её скорость увеличивается и над крылом возникает разрежение, приводящее к возникновению подъёмной силы».
В реальности средние скорости на верхней и нижней поверхности не являются обратно пропорциональными расстояниям от передней критической точки до задней кромки. Так, при достаточно сильном увеличении угла атаки профиля, скажем на 10 градусов, подъемная сила вырастет в несколько раз, а критическая точка переползает всего на ~5% назад. Так что струйки тока, разъединившись вблизи передней кромки не встречаются одновременно у задней кромки. Это звучит несколько парадоксально, но поддаётся проверке либо на каком-нибудь аналитическом профиле с известным точным распределением скоростей, либо численно. Для меня это тоже было шоком (причем не так уж давно :)).
Как обсуждали мы с товарищами по работе, по-видимому, точнее говорить так: вокруг профиля возникает циркуляция скорости, причем именно такая, чтобы выполнить постулат Жуковского-Чаплыгина-Кутты. Эта циркуляция увеличивает скорость на верхней поверхности и уменьшает на нижней, а затем по закону Бернулли возникает перепад давлений, ну и далее, так как у Вас. Звучит хуже, чем исходное утверждение, но «истина дороже». Буду благодарен кому-нибудь из участников форума, кто предложит лучшую формулировку, так как объяснять студентам (да и себе :)) хочется понагляднее.
Валерий Попов: Этот факт имеет место и как для крыла конечного размаха, так и для крыла бесконечного размаха? С крылом конечного размаха всё более-менее понятно, а как быть с уравнением неразрывности в случае профиля? Извините за наивность, долго обдумывать вопрос не получилось.
Про кольцевые крылья это так, моё слегка поверхностное соображение, основанное на том, что индуктивное сопротивление в первую очередь зависит от размаха крыла и только потом уже от закона распределения циркуляции, наличия законцовок и прочего. Так что если я увижу поляру кольцевого крыла, существенно отличающуюся в лучшую сторону от поляры плоского крыла того же размаха — буду очень сильно удивлен.
Болсуновский Анатолий: Да я и сам этот «квадратный трёхчлен» представить не могу :). Надо будет, пожалуй, написать программку с визуализацией положения частиц в каждый момент времени, или воспользоваться чем-либо от «обледенителей» — у них эта задача актуальна.
А то в каждую такую щель нечёткого объяснения пытается пролезть какой-нибудь новый Эйнштейн от авиации (можете погуглить — есть уже такой, объявивший закон Бернулли неверным, а всё мировое сообщество обвинил в 300-летнем заблуждении).
Вот сейчас гулял и придумал такой пример. Возьмём абсолютно тонкий вогнутый профиль — например параболический, в учебниках есть его расчёт при безударном обтекании. Подъёмная сила есть, а путь, что сверху, что снизу у абсолютно тонкого профиля от передней кромки до задней одинаков. Так что разницей пути частиц подъёмную силу объяснить нельзя. Надо будет ещё подумать на эту тему 🙂
Валерий Попов: Может еще проще рассматривать плоскую пластину бесконечного размаха под малым углом атаки?
Engineer_2010: Анатолий, спасибо Вам за уточнение. А про горизонтальные/вертикальные законцовки ничего не добавите, по рабоче-крестьянски? Конечно, если есть такая возможность (в смысле времени). Было бы всем интересно…
Болсуновский Анатолий: Насчёт законцовок. Как сегодня Вы уже указывали, законцовки не только снижают индуктивное сопротивление, но и добавляют С_х0 и вес, в том числе, по-хорошему, нужно добавлять материал в конструкцию крыла, чтобы парировать увеличение изгибающего момента. Упругисты тоже не любят ВЗК, так как они снижают критическую скорость флаттера.
Здесь нужно чётко рассчитать итоговый эффект, так как бывают и конфузные случаи.2}{\pi * \lambda}$, где λ — удлинение, то и навар от законцовок был бы небольшой. С тех пор самолет «потяжелел на 3 тонны», LR-ка и тем более бизнес-версия ещё тяжелее, а бизнес и летать должен выше, над регулярными эшелонами, С_у — больше, индуктивное сопротивление уже существеннее, поэтому законцовка имеет смысл. Хотя мы надеемся, что в случае, если ВЗК себя хорошо покажут, то может они будут устанавливаться и на стандартной версии. Постепенное внедрение законцовок для более тяжёлых версий самолета известно, например, для Emb-145 — гражданские версии шли без законцовок, а военная с радаром и бизнес уже имели законцовки.
Много было дискуссий — какие законцовки лучше устанавливать: ВЗК, горизонтальные, дримлайнеровские и т. д. На эту тему есть много статей и «спекуляций», включая «модные» тенденции. Испытывались разные, но тенденция у них приблизительно одинакова — та законцовка, которая даёт наибольший прирост качества, как правило, даёт и большее приращение изгибающего момента. Причём надо учитывать изгибающий момент не только для случая максимального статического нагружения, но и тот, который на крейсерских режимах определяет ресурс конструкции. Так что здесь не всё так просто. Как справедливо шутит мой коллега, иногда проще всё крыло спроектировать, чем эту маленькую фитюльку. Надо ещё добавить, что суммарный эффект достаточно мал, и разница в эффективности между той или иной законцовкой запросто тонет в точности расчётных или экспериментальных исследований.
Для крыльев из композитных материалов проблема установки законцовок ещё более усложняется, так как нужно организовывать узел стыка, что нежелательно. Для МС-21 помимо всего прочего существует ограничение по размаху — там нельзя делать развал ВЗК наружу. Эйрбас долго устанавливал свои fences, потому что не хотел платить американцам за патент на ВЗК и т.д. В общем, надеемся на Вас и Ваших коллег и ждем с нетерпением летных данных 🙂
Engineer_2010: Если я правильно понимаю, выгода от применения ВЗК и прочих законцовок имеется при больших дальностях полёта, так что реально они пригодятся именно для LR и бизнес-версии. Ещё раз спасибо Вам за рассказ. Нам с коллегами тоже интересно будет поучаствовать в изучении этих «маленьких фитюлек», так что с нетерпением ждём развития событий в этом направлении… 🙂
APZ: Форма «законцовок» зависит от многих параметров: удлинения / сужения / крутки крыла, толщины / «кривизны» / «формы» профиля, крейсерской скорости, «крейсерского» угла атаки (это навскидку — наверняка много чего ещё забыл).
Подбор «законцовок» / крылышек Уиткомба / шарклетов и проч. дело очень непростое и обсчёту, вообще говоря, поддаётся плохо. Посему каждой фирме на каждом самолёте приходится заниматься тем, что с дилетантской точки зрения выглядит «изобретением велосипеда».
SVAN_27: Концевые шайбы использовались давно, а вот нынешнему интересу к винглетам мы обязаны, скорее всего, гидродинамикам. Можно спорить, сыграл революционный киль решающую роль в победе на «Кубке Америки 83» или нет, но «поднял волну» это точно. Так что изобретать велосипед стоит.
Петр: Уважаемые, имею спросить вопрос: вертикальные гребни на крыле НЯП выполняют эту же функцию? Так они вроде весят полегче, может ну их, эти законцовки? И ещё: генераторы вихрей возле передней кромки на верхней поверхности — они для того же, или только чтоб прижать вихрем воздух к крылу на больших углах атаки (меньше вероятность отрыва?) Они-то ещё меньше весят…
Болсуновский Анатолий: Нет, здесь Вы неправы. Вертикальные гребни на старых самолётах использовались для уменьшения срыва с концов крыла, и, соответственно, для исправления моментных характеристик. Беда в том, что они существенно добавляют сопротивление. Сейчас срыв с концов лечат за счёт уменьшенной стреловидности (25 градусов у RRJ против 35 у Ту-134 при одинаковом числе М), переменной крутки и профилировки по размаху.
Вихрегенераторы — это устройства для устранения отрыва. А индуктивное сопротивление не связано с отрывом — оно существует при безотрывном обтекании крыла, и (в теории) даже при отсутствии вязкости.
Болсуновский Анатолий: Будьте поаккуратнее в терминах. Например, что такое «индуктивная подъемная сила». Есть понятие индуктивного сопротивления. Его происхождение связано НЯП с индуцированным скосом от сбегающих вихрей, и соответственной проекцией местной подъемной силы на направление потока.
Несимметричный он из-за циркуляции скорости вокруг профиля. А вот как это потом обратно сливается в одно течение — пока не могу сказать, хорошо бы это посчитать и посмотреть.
02 Mar 2013 17:47 (опубликовано: skydiver000)
Если вам понравилась статья, не забудьте поставить «+»
Читайте далее
Великолепная аэродинамика — интервью с А.В. Долотовским — There is the English version of this article У авторов сайта superjet.wikidot.com появилась очень интересная возможность поговорить с одним из тех, кто участвовал в создании SSJ-100, заместителем Главного конструктора по аэродинамике ГСС Александром…… (+19)
Нормы прочности — Читал где-то, что в СССР нормы прочности в авиастроении, были выше, чем то, к чему привязываются сейчас Engineer_2010 пишет: Небо было голубее, трава зеленее, а нормы прочнее А если нормы прочности в СССР при строительстве мостов, были выше, чем…… (+18)
Кабина — СвернутьРаскрыть Содержание Начало Идеология Цвет Пульты Обзор БРУС Освещение Особенности кабины и Удобства вопросы Проектировали кабину два отдела ГСС – кабинщики компоновали пульты, а отдел авионики разрабатывал индикацию. Огромный вклад…… (+16)
Багажно-грузовые отсеки — Обсуждение БГО Радист пишет: Одна из неприятных особенностей ССЖ — если требуется снятие багажа — это гарантированная задержка рейса. Багажники узкие, двое внутри работать не могут (да что там не багажник это,а нора).Если полупустой рейс и багажа…… (+12)
О тяговооруженности и ЛТХ Суперджета — Pilot_ssj100 писал: Мне приходилось летать на Ту-154 и Airbus-320. SSJ отличный самолёт. По пилотированию он лучше 320. По защитам от всяких недугов тоже. Ту-154 был самым тяговооружённым самолётом в мире. У сухого (посчитав по простой формуле)…… (+11)
Законцовки крыла на самолётах SSJ100LR и SBJ — ГСС РАССМАТРИВАЕТ ВОЗМОЖНОСТЬ УСТАНОВКИ ЗАКОНЦОВОК НА SSJ-100LR Москва. 19 февраля. АвиаПорт — ЗАО Гражданские самолеты Сухого (ГСС) рассматривает возможность установки опциональных законцовок крыла на самолете Sukhoi Superjet 100 в версиях…… (+11)
Случайные статьи
Опытный лоцман Рубцов и авионика SSJ как путь – «в никуда» — Надо развивать свои «мозги», а не соседа 8 июня 2015 года / Владимир Карнозов / Aviation EXplorer Руководство компании Bombardier прошло значительное обновление. Вы уже познакомились с новыми топ менеджерами? — Да, мы познакомились. Президент отделения «Bombardier Commercial Aircraft» господин Fred…… (+-3)
Обещанный отчет о полете Москва — Копенгаген, 19 авг. — в продолжении Предстоящий полет на Суперджете Ну вот, и я пополнила свою копилочку впечатлений полетом на SSJ! Скажу честно, до последнего мучали сомнения (как многие уже успели заметить) 🙂 Итак, к самолету нас подвезли на автобусе (почему не рукав?) Местечко я себе забронировала заранее в 7 ряду….… (+21)
Сертифакация ан-148 — УНИАН Янукович и Мороз отметились на празднике АНТК Антонова 26.02.2007 Сегодня Государственное предприятие «Авиационный научно-технический комплекс имени Антонова» (АНТК им. Антонова, г. Киев) получило сертификат типа на новый региональный пассажирский самолет Ан-148. Как передает корреспондент…… (+0)
Использование материалов сайта разрешается только при условии размещения ссылки на superjet100.info
Lift: Evolution of Aircraft Wings
MIAMI — Сердце самолета, как скажут вам авиационные инженеры, — это крыло. Он создает большую часть подъемной силы в обычных самолетах, при этом фюзеляж и хвостовое оперение составляют лишь небольшой процент от общей подъемной силы.
Чтобы получить некоторую оценку эволюции конструкции крыла, первый полет Орвилла Райта, который длился 12 секунд и длился 120 футов, был короче, чем размах крыла Боинга 747.
Крыло самолета эволюционировало от деревянно-тканевого двухстворчатого конструкции Flyer братьев Райт до композитных материалов, используемых в современных моделях гигантов Airbus и Boeing. В отличие от печально известной патентной войны Райта, между компаниями существует жесткая конкуренция, когда дело касается эффективной конструкции крыла.
В качестве основы аэродинамика включает комбинацию четырех различных сил: подъемной силы, веса, сопротивления и тяги. Подъемная сила — это сила, противоположная весу, и она возникает, когда воздух движется по крыльям.Давайте нырнем!
Летчик Райта. Фото: Алан Д. Р. Браун — страница галереи http://www.airliners.net/photo/Wright-Flyer/0231034/LPhoto http://cdn-www.airliners.net/aviation-photos/photos/4/3/0 /0231034.jpg, GFDL, https://commons.wikimedia.org/w/index.php?curid=27346710
Подъем и перетаскивание
С самого начала работы над летательными аппаратами братья Райт знали, что большую часть подъемной силы создают крылья. С этой целью братья использовали аэронавигационные данные, предоставленные пионером немецкой авиации Отто Лилиенталем, для создания крыльев своих первых планеров в 1900 и 1901 годах.
Однако, когда они измерили аэродинамическую подъемную силу своих планеров, Райты обнаружили, что она составляет лишь треть подъемной силы, рассчитанной с использованием данных Лилиенталя. Проблема заключалась в неверном толковании Райтом данных, которое было основано на отсутствии информации о геометрии крыла тестовой модели Лилиенталя.
Несмотря на это, Райт провели свои испытания с грубой аэродинамической трубой, которую построили сами. Они обнаружили важность удлинения крыла для подъемной силы и сопротивления во время испытаний в аэродинамической трубе.Соотношение сторон их прямоугольных крыльев равно размаху крыльев, разделенному на хорду. Крыло с большим удлинением похоже на планку жалюзи; крыло с низким удлинением короткое и коренастое.
Двустворчатое крыло обеспечивает дополнительную подъемную силу, не делая самолет слишком большим, и обеспечивает более жесткую конструкцию крыла. В то время у самолетов было достаточно мощности, чтобы поднять пилота и самолет.
Планер ASH 31 с очень большим удлинением (AR = 33,5) и аэродинамическим сопротивлением (L / D = 56).Фото: Манфред Мюнх — Originalfoto Fa. Александр Шлейхер, Mail Uli Kremer 200
, CC BY-SA 3.0, https://commons.wikimedia.org/w/index.php?curid=6611520
High Aspect Ratio Wing
Райт обнаружил, что крыло с большим удлинением обеспечивает большую подъемную силу и меньшее лобовое сопротивление, чем крыло с низким удлинением, на основании своих выводов в аэродинамической трубе. Соотношение сторон их следующего планера, который великолепно летал в 1902 году, составляло 6,7. Соотношение сторон Флайера Райта составляло 6.4. Как мы видим, многие обычные самолеты сегодня имеют довольно схожие пропорции.
Еще одним ключевым аспектом летательных аппаратов были законцовки крыльев, которые можно деформировать в разных направлениях, создавая асимметричную подъемную силу на обоих крыльях и, следовательно, обеспечивая механизм контроля крена. Ниже мы рассмотрим последние достижения в области формы законцовок крыла.
Конечно, одним из самых фундаментальных технологических достижений Райтов в создании самолета была концепция управления поперечным креном.Через несколько лет вместо деформации крыла для контроля крена стали использовать элероны, но вклад Райтов был решающим.
Douglas DC 3 в Рио-де-Жанейро. Фото: Кристиан Вольпати — http://www.airlinefan.com/airline-photos/5812368/Varig/Douglas/DC-3/PP-VBF/, GFDL 1.2, https://commons.wikimedia.org/w/ index.php? curid = 22647338
Сквозь толстый и тонкий: профили
Профиль крыла — это поперечное сечение крыла по направлению полета. Форма аэродинамического профиля — важная часть конструкции крыла.Например, он влияет на подъемную силу и лобовое сопротивление крыла, а также на угол атаки сваливания (угол атаки крыла, при превышении которого подъемная сила резко падает, а сопротивление внезапно увеличивается).
Wrights использовали очень тонкие профили, потому что их испытания в аэродинамической трубе показали, что очень тонкие формы имеют меньшее сопротивление, чем большие профили. Во время Первой мировой войны большинство самолетов последовали этому примеру и использовали тонкие профили. Однако, поскольку модели аэродинамических труб были небольшими, а скорость воздушного потока в аэродинамических трубах была умеренной, первые результаты вводили в заблуждение.
При углах атаки, существенно меньших, чем при обычных углах атаки сваливания, тонкие профили подвергались «срыву с тонкими профилями». Это произошло из-за отрыва потока через верхнюю поверхность тонкого аэродинамического профиля, что привело к значительному увеличению сопротивления и потере подъемной силы.
С другой стороны, более толстые аэродинамические поверхности не испытывали разделения потока до тех пор, пока не были значительно увеличены углы атаки, что приводило к большей подъемной силе и меньшему сопротивлению при более высоких углах атаки при тех же условиях эксплуатации.
Немецкие инженеры определили это, и в конце Первой мировой войны на Fokker Triplane и Fokker D-7 использовались толстые крылья. Поскольку эти самолеты могли быстрее набирать высоту и маневрировать быстрее, чем самолеты с тонкими аэродинамическими профилями, Fokker D-7 стал одним из самых эффективных истребителей Второй мировой войны.
Основы крыла самолета. Изображение: Airbus
Соотношение сторон и формы крыла самолета. Изображение: Airbus
Конструкторы самолетов начали применять толстые крылья в 1920-х годах.К 30-м годам ХХ века в конструкции крыльев часто использовались большие удлинения и толстые аэродинамические поверхности, благодаря их эффективности. Легендарный Douglas DC-3 с эстетически привлекательным высоким удлинением крыла 9,14 и обтекаемым профилем толщиной 15% является хорошим примером этого улучшения конструкции крыла.
Толстые крылья имеют как конструктивные, так и аэродинамические преимущества. Топливные баки и убирающееся шасси можно было хранить под более толстым крылом. Более толстое крыло также позволило использовать более крупный и прочный конструкционный лонжерон внутри, что позволило крыло быть свободным от фюзеляжа без необходимости использования внешних опорных тросов и подкосов.Это способствовало принятию текущей конфигурации с одним крылом (моноплан), а не с более старой конфигурацией с двумя крыльями (биплан).
После Второй мировой войны немецкие ученые Йоханна Вебер и Дитрих Кюхеманн в сотрудничестве с британскими учеными в Фарнборо провели революционные исследования в Великобритании. Соединение крыла и фюзеляжа, а также геометрия законцовки крыла были признаны основными источниками неэффективности аэродинамики.
Их усилия привели к разработке уникального крыла Concorde в 1960-х и Airbus A300, первого двухмоторного широкофюзеляжного самолета, в 1970-х.
Дизайн крыла стрелы Конкорда. Фото: Airbus
Преодолевая звуковой барьер
С появлением в 1950-х годах реактивных самолетов, которые могли развивать скорость, приближающуюся к скорости звука и превышающую ее, профили и формы крыла претерпели еще одну радикальную трансформацию. Более тонкие аэродинамические поверхности позволяли дозвуковым самолетам летать ближе к скорости звука, прежде чем они столкнулись с опасными ударными волнами, пересекающими крыло, что увеличивало лобовое сопротивление и значительно снижало подъемную силу.
Кроме того, с возрастом реактивного самолета изменились требования к прочности и характеристикам, что привело к появлению новых форм крыла, включая стреловидные, треугольные и серповидные крылья.
Итак, основным элементом конструкции сверхзвуковых самолетов было снижение силы ударных волн на крыльях и, следовательно, сопротивления сверхзвуковых волн. Чем слабее ударные волны и меньше волновое сопротивление, тем тоньше профили.
Lockheed F-104, первый самолет, предназначенный для поддержания постоянной скорости 2 Маха, является прекрасным примером. У F-104 очень тонкий аэродинамический профиль, толщиной около 3,5%, и тонкая как бритва передняя кромка, все для уменьшения мощности ударных волн, исходящих от передней кромки крыла.
Это похоже на то, как если бы толщина аэродинамического профиля прошла полный круг, вернувшись к толщине братьев Райт, но для совершенно иных условий полета. Многие высокоскоростные дозвуковые и сверхзвуковые самолеты также имеют стреловидные крылья, а не прямые, что помогает уменьшить силу ударных волн и уменьшить волновое сопротивление.
Новые и сложные полетные ситуации и сегодня являются движущей силой эволюции форм крыла и аэродинамического профиля. Для достижения более высокого отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению разрабатываются новые и улучшенные конструкции крыла и формы аэродинамической поверхности, обеспечивающие большую экономию топлива в полете.Будущие гиперзвуковые летательные аппараты со скоростью 5 Маха и выше также потребуют новых форм крыла и аэродинамического профиля.
В Boeing 787 Dreamliner используются композитные материалы для снижения веса. Фото: Брэндон Фаррис / Airways
Вес, композитные материалы, конструкция крыла
Во время полета количество потребляемого топлива примерно пропорционально лобовому сопротивлению самолета. Таким образом, конструкторы и производители крыла поработали над снижением веса. Кроме того, аэродинамические улучшения сводят к минимуму количество энергии и топлива, необходимых для движения самолета по воздуху, в то время как более легкие грузы уменьшают требуемую подъемную силу.
По сравнению с преимущественно алюминиевыми конструкциями, которые доминировали в отрасли с 1960-х годов, инновационные композитные материалы снизили вес крыльев самолетов с преимуществом адаптации конкретных расчетных нагрузок, прочности и напряжений для различных моделей крыльев и самолетов. Эта технология была улучшена за счет включения наночастиц, которые наносятся на композиты в процессе производства.
Технология
также оказала вторичное влияние на конструкцию и конструкцию крыла самолетов, поскольку они все чаще требуются для размещения и хранения нового оборудования для мониторинга состояния конструкции.Эта передовая технология с датчиками, которые контролируют важные рабочие характеристики во время полета, включается в конструкцию и производство конструкции крыла.
Наконец, усовершенствования конструкции законцовки крыла значительно повысили аэродинамические характеристики самолета. Эффекты «следа» — закрученного вихря воздуха, оставшегося за крылом, когда оно летит по воздуху на высокой скорости, — уменьшаются с помощью акул (Airbus) или загребенных законцовок крыла, а затем и винглетов (Boeing).
Согласно заявлению Boeing, без каких-либо винглетов воздушный поток через кончик каждого крыла скатывается из области высокого давления под крылом в область низкого давления над ним.Кроме того, когда крыло движется вперед с высокой скоростью, воздушный поток, проходящий через кончик крыла, вытесняется назад, при этом элементы восходящего и обратного потоков объединяются, образуя вихри. Эти вихри вызывают сопротивление, вызванное подъемной силой, снижая эффективность крыла.
Небольшие направленные вверх выступы на вершине крыльев — наиболее распространенный способ избежать вышеуказанных проблем. Самолет летит более плавно и эффективно, поскольку помехи в воздухе уменьшаются. Это дает тот же результат, что и значительное увеличение размаха крыла самолета, но без дополнительного веса.
Разработанный с учетом большей аэродинамики и экономии топлива, Boeing изучает концепцию трансзвукового крыла с поперечными связями в сотрудничестве с НАСА в рамках программы исследований дозвуковых сверхзеленых самолетов. Изображение: иллюстрация
Boeing Creative Services Последние достижения в крыле от Airbus, Boeing
Airbus изучает, насколько длинные узкие крылья могут иметь высокое аэродинамическое сопротивление, что может помочь в экономии топлива. Однако из-за ограничений аэропорта длина крыла ограничена.Поэтому команда Airbus экспериментирует со складывающимися законцовками крыла, которые можно выдвигать перед взлетом и складывать обратно на земле.
Кроме того, 22 сентября Airbus заявила, что разработает «крыло с дополнительными характеристиками», способное изменять форму во время полета для повышения эффективности и снижения выбросов.
Со своей стороны, Boeing представила свое последнее крыло Transonic Truss-Braced Wing (TTBW), которое, по мнению исследователей, будет летать выше и быстрее, чем предыдущие модели TTBW.Новая конфигурация призвана обеспечить беспрецедентную аэродинамическую эффективность при полете со скоростью 0,80 Маха — скоростью, сопоставимой со скоростью многих современных лайнеров.
Boeing отмечает, что складывающиеся крылья имеют длину 170 футов от конца до конца. Наличие фермы, которая поддерживает увеличенную длину ультратонкого крыла, обеспечивает большой размах крыла.
Кроме того, Boeing 737 MAX AT Winglet является последним достижением компании в области технологии винглетов. Новое нижнее крыло создает компонент вертикальной подъемной силы, который направлен от фюзеляжа немного вперед, в дополнение к компонентам подъема внутрь, вверх и немного вперед верхнего крыла.
Эти компоненты работают вместе, чтобы создать точно сбалансированное крылышко, которое максимизирует общую эффективность крыла.
Команда 737 MAX продолжила включать сложную технологию естественного ламинарного потока Boeing в спецификацию материала поверхности крылышка MAX AT, полагая, что помимо преимуществ этого инновационного подхода можно получить еще большую эффективность.
Крылышко American Airlines Boeing 737 MAX AT. Фото: Брэндон Фаррис / Airways
Более быстрое изготовление крыльев на Horizon
Никто не знает, как будут выглядеть крылья самолетов будущего поколения.Его можно было изменить или собрать по-новому. Он может быть изготовлен из сложных металлических материалов или композитов. Он мог складываться и менять форму. Одно можно сказать наверняка: по мере увеличения темпов производства самолетов крылья должны будут быть быстрее, проще и дешевле в производстве и сборке.
Еще неизвестно, перевешивают ли эти новые аэродинамические характеристики крыльев, достигнутые производителями самолетов и крыльев, дополнительный вес и стоимость.
Со времени первого полета братьев Райт крыло самолета претерпело значительные изменения.Сегодня производители оригинального оборудования используют новые технологии и подходы к проектированию для улучшения аэродинамических характеристик и снижения веса компонентов конструкции крыла, что приводит к значительному повышению топливной эффективности для авиакомпаний.
Изображение: Airbus. Источники статьи: theengineer.co.uk , airandspace.si.edu , Airbus , Boeing .
Аэродинамическая подъемная сила и сопротивление и теория полета
Крылья птиц были первоначальным источником вдохновения для дизайна крыльев , однако только в 1799 году инженер Джордж Кейли провел первое методическое исследование характеристик крыльев.Его публикация «По воздушной навигации» в 1810 году положила начало науке об аэродинамике . С тех пор были разработаны многочисленные фиксированные и изменяемые профили крыла, вдохновленные рыбой и птицами, для оптимизации характеристик подъемной силы, лобового сопротивления и сваливания в широком диапазоне скоростей и для различных жидкостей.
Практические примеры принципов и основных задействованных сил описаны ниже на примерах Aircraft и Wind Turbines , действие которых зависит от потока воздуха вокруг крыльев.
Теория
Аэродинамические силы
Теория полета Бернулли
Теория полета часто объясняется с помощью Уравнения Бернулли , которое является утверждением Сохранения энергии .В нем говорится, что:
Для невязкой несжимаемой жидкости в установившемся потоке сумма давления, потенциальной и кинетической энергии на единицу объема постоянна в любой точке.
Другими словами, игнорируя потенциальную энергию из-за высоты:
Когда скорость жидкости увеличивается, ее давление уменьшается на эквивалентную величину для поддержания общей энергии.Это известно как Принцип Бернулли
.
Согласно принципу Бернулли, воздух, проходящий над крылом или крылом, должен двигаться дальше и, следовательно, быстрее, чем воздух, преодолев более короткое расстояние под крылом за тот же период, но энергия, связанная с воздухом, должна оставаться постоянной. раз. Следствием этого является то, что воздух над крылом имеет более низкое давление, чем воздух под крылом, и эта разница давлений создает подъемную силу.
К сожалению, Принцип Бернулли не объясняет, как самолет может летать вверх ногами. Он также не объясняет, как самолеты и другие конструкции с плоскими крыльями или даже воздушные змеи и бумажные самолетики могут летать или оставаться в воздухе. Здесь на помощь приходят законы Ньютона. Увидеть ниже.
См. Также Даниэль Бернулли
Теория полета Ньютона
Исаак Ньютон не предлагал теорию полета, но он предоставил Законы движения Ньютона физические законы, которые можно использовать для объяснения аэродинамической подъемной силы.
Второй закон Ньютона гласит:
Сила, действующая на объект, равна его массе, умноженной на его ускорение, или эквивалентно скорости изменения количества движения
F = M a = d / dt (M v)
Другими словами, всякий раз, когда происходит изменение количества движения, должна быть сила, вызывающая его.В этом случае, поскольку импульс является векторной величиной, изменение направления воздушного потока вокруг крыла должно быть связано с силой, действующей на соответствующий объем воздуха.
Третий закон Ньютона гласит:
На каждое действие есть равная и противоположная реакция.
Это означает, что сила крыла, толкающего воздух вниз, создавая поток , направленный вниз, , сопровождается равной и противоположной силой воздуха, толкающей крыло вверх и, следовательно, обеспечивающей аэродинамический подъем.
Таким образом, поворачивает воздушного потока, который создает подъемную силу.
См. Также Исаак Ньютон
Крылья самолета
Самолеты удерживаются в воздухе за счет тяги крыльев или крыльев в воздухе.Тяга, движущая крыло вперед, обеспечивается внешним источником, в данном случае воздушными винтами или реактивными двигателями.
Результатом движения крыла в неподвижном воздухе является подъемная сила, перпендикулярная движению крыла, которая больше, чем сила тяжести, направленная вниз на крыло, и, таким образом, удерживает самолет в воздухе. Подъемная сила сопровождается сопротивлением, которое представляет собой сопротивление воздуха крылу, когда оно продвигается по воздуху.Сопротивление зависит от эффективной площади крыла, обращенного непосредственно в воздушный поток, а также от формы аэродинамического профиля.
Величины подъемной силы и сопротивления зависят от угла атаки между направлением движения крыла в воздухе и линией хорды крыла.
Подробнее об угле атаки и теориях аэродинамической подъемной силы см. Ниже.
См. Также подробную информацию о величине Аэродинамической подъемной силы и сопротивления и баллистики ракет
Лопасти ветряных турбин
Ветровые турбины извлекают энергию из силы ветра, воздействующего на крыло, в данном случае лопатку турбины.Относительное движение между воздушным потоком и лопаткой турбины такое же, как и для крыла самолета, но в этом случае ветер движется по направлению к лопаткам турбины, и лопасти пассивны, так что внешняя тяга создается движущимся воздушным потоком. находится в направлении, противоположном тяге, создаваемой крылом самолета. Таким образом, на лопатки турбины действуют подъемная сила и сила сопротивления, как у крыла самолета, которые приводят в движение лопасти, передавая энергию ветра в кинетическую энергию лопастей
.
Лопасти турбины соединены с одним валом ротора, и сила ветра по длине лопастей создает крутящий момент, который вращает ротор.
Как и в случае с крыльями самолета, величины подъемной силы и сопротивления лопасти турбины зависят от угла атаки между направлением вымпельного ветра, и линией хорды лопасти.
См. Дополнительную информацию о Кажущееся направление ветра
Однако динамика ветряных турбин немного сложнее, чем динамика простого крыла, потому что направление силы тяжести на лопатке турбины изменяется с вращением ротора турбины.
В «теоретической» турбине с одной лопастью, работающей при постоянной силе ветра, величина и направление подъемной силы и сопротивления по отношению к профилю аэродинамического профиля будут постоянными на протяжении полного вращения ротора турбины на 360 °, но направление подъема относительно земли будет зависеть от положения ротора. Величина силы тяжести на лопасти также будет постоянной для любого положения ротора, но горизонтальное положение центра тяжести лопасти по отношению к центру ротора будет изменяться по мере вращения ротора.Суммарное влияние этих сил на крутящий момент ротора зависит от положения ротора.
Когда лезвие находится в горизонтальном положении и движется вверх, оно движется против силы тяжести, которая тянет лезвие вниз, так что чистая подъемная сила на лезвии и результирующий крутящий момент на роторе уменьшаются.
После поворота ротора на 180 ° лопасть снова становится горизонтальной, но перевернутой и движется вниз, так что «подъемная сила», создаваемая ветром, действует в противоположном направлении и усиливает направленную вниз гравитационную силу, так что крутящий момент на роторе увеличена.
Когда лопасть находится в вертикальном положении, либо в верхней, либо в нижней части своего цикла, сила тяжести перпендикулярна подъемной силе и проходит через центр вала ротора и, следовательно, не влияет на крутящий момент, который возникает исключительно за счет подъемной силы. .
Практические турбины, однако, имеют несколько лопастей, которые уравновешивают друг друга, так что гравитационные эффекты нейтрализуются и крутящий момент на роторе остается постоянным.
Подробнее о Ветровая энергия и преобразование энергии
Величина силы тяжести на аэродинамической поверхности зависит от положения и ориентации лопатки турбины в любой точке во время ее вращения на 360 ° и либо увеличивает, либо противодействует подъемной силе. (См. Напротив)
Угол атаки
Угол атаки лопатки турбины — это угол между направлением вымываемого или относительного ветра и линией хорды лопатки.Для крыла самолета это угол между направлением движения крыла и линией хорды крыла.
При очень малых углах атаки воздушный поток над аэродинамическим профилем является по существу гладким и ламинарным с, возможно, небольшой турбулентностью, возникающей на задней кромке аэрокрыла. Точка, в которой ламинарный поток прекращается и начинается турбулентность, известна как точка отрыва .
Увеличение угла атаки увеличивает площадь крыла, обращенного прямо против ветра. Это увеличивает подъемную силу, но также перемещает точку разделения ламинарного потока воздуха над аэродинамическим профилем частично вверх по направлению к передней кромке, и результатом увеличенного турбулентного потока над аэродинамическим профилем является увеличение сопротивления.
Максимальная подъемная сила обычно возникает, когда угол атаки составляет около 15 градусов, но для специально разработанных крыльев он может быть больше.
Выше 15 градусов точка разделения перемещается прямо к передней кромке крыла, и ламинарный поток над крылом разрушается. Повышенная турбулентность вызывает быстрое ухудшение подъемной силы и в то же время резко увеличивает сопротивление, что приводит к сваливанию.
На графике напротив показаны подъемная сила и лобовое сопротивление при различных углах атаки крыла Clark Y , тип которого широко используется в конструкциях самолетов общего назначения.При движении по воздуху с постоянной скоростью по мере увеличения угла атаки и подъемная сила, и сопротивление увеличиваются до тех пор, пока аэродинамическое крыло не достигает критического угла, когда подъемная сила внезапно падает и крыло начинает сваливаться, в этом случае, поскольку крыло угол атаки приближается к 20 градусам.
Примечание:
Поскольку подъемная сила, создаваемая крылом самолета, пропорциональна углу атаки, а также квадрату скорости самолета, такая же подъемная сила может быть достигнута при полете на более высокой скорости с меньшим углом атаки.Уменьшение угла атаки также снижает индуцированное сопротивление из-за турбулентности, что обеспечивает большую аэродинамическую эффективность. (См. Далее)
Общественное достояние (изменено)
Элементы аэродинамического сопротивления
Сопротивление — это сила, испытываемая объектом, представляющая сопротивление его движению в жидкости.Иногда его называют сопротивлением ветра или сопротивлением жидкости, оно действует в направлении, противоположном относительному движению между объектом и жидкостью. Пример напротив показывает силы аэродинамического сопротивления, испытываемые крылом или крылом самолета, движущимся в воздухе с постоянным углом атаки при увеличении скорости воздуха.
Общее аэродинамическое сопротивление представляет собой сумму следующих компонентов:
Индуцированное сопротивление — Из-за вихрей и турбулентности, возникающих в результате поворота воздушного потока и нисходящей струи, связанной с созданием подъемной силы.Увеличивается с углом атаки. Обратно пропорционально квадрату скорости воздуха. Уменьшается с увеличением скорости самолета и уменьшением угла атаки. Индуцированное сопротивление, связанное с большим углом атаки, необходимым для поддержания подъемной силы, преобладает при низких скоростях полета.
Сопротивление формы или сопротивление давлению — Из-за размера и формы аэродинамического профиля. Увеличивается в квадрате скорости воздуха. Обтекаемые формы разработаны для уменьшения сопротивления формы.
Friction Drag — Возникает в результате трения воздуха о «кожу» движущегося через него аэродинамического профиля. Увеличивается с увеличением площади поверхности крыла и квадрата скорости воздуха.
Profile Drag or Viscous Drag- Сумма сопротивления трения и сопротивления формы .
Паразитное сопротивление или мешающее сопротивление — Возникает из-за неподъемных частей самолета, таких как колеса, фюзеляж, хвостовые оперения, двигатели, ручки и заклепки.Увеличивается в квадрате скорости воздуха. Паразитическое сопротивление становится преобладающим при более высоких скоростях воздуха.
Волновое сопротивление — Из-за наличия ударных волн, возникающих на концах лопастей самолетов и снарядов. Связанный с прохождением звукового барьера , это внезапное и резкое увеличение лобового сопротивления, которое вступает в игру только тогда, когда транспортное средство увеличивает скорость на околозвуковой и сверхзвуковой скорости. Независимо от вязких эффектов.
Сэр Джордж Кэли
На графике напротив представлены современные результаты экспериментов, проведенных сэром Джорджем Кэли, начиная с 1799 года и опубликованных в 1810 году.
Он демонстрирует превосходные подъемные характеристики и более высокую скорость сваливания крыла по сравнению с простой плоской пластиной.
Крылья Кэли были созданы на основе крыльев птиц.
Его эксперименты проводились за много лет до появления аэродинамической трубы, и он использовал вращающийся рычаг , разработанный Джоном Смитоном в 1759 году, чтобы обеспечить контролируемый воздушный поток над его моделями.
Подробнее о George Cayley и John Smeaton
Теория крыла — обзор
2.2 Признание важности переднего вихря
Концепция хлопающей фольги впервые была подробно рассмотрена для выработки электроэнергии МакКинни и Делорье [11].На основе уравнения (4) в воздухе. Погружающие и качающие движения были объединены в единую степень свободы с помощью рычажного механизма. Они использовали относительно низкие амплитуды шага (до 30 °), что привело к низкому (по стандартам выработки электроэнергии, как будет видно позже) максимальному углу атаки 15 °. Они обнаружили, что нормальные силы фольги преобладают в производстве энергии, с эффектами только второго порядка от всасывания передней кромки.Кроме того, сравнение экспериментальных результатов с теорией конечного колеблющегося крыла Шерера [23], которая обеспечивает трехмерный эквивалент аналитического метода Теодорсена, показало значительно более высокую экспериментальную эффективность выработки энергии для диапазона амплитуд и фаз тангажа. Эти результаты согласуются с динамическим срывом и сбросом низкого напряжения, играющими важную роль в выработке электроэнергии.
Эта концепция также была исследована в ранних работах группы Платцера [18,24–26]. Джонс и др. [24] обнаружили хорошее согласие между линейной теорией Теодорсена / Гаррика и кодом метода нестационарных панелей (UPM) для малых частот и амплитуд, для одномодовых движений, будь то качка или погружение.Однако по мере увеличения частоты и амплитуды увеличивалась и разница между численным методом и линейной теорией. Они также подробно описали разработку экспериментального генератора энергии с колеблющейся фольгой, хотя никаких результатов не сообщалось.
Дэвидс [18] исследовал диапазон пониженных частот, амплитуд погружения, положений поворота, фазовых углов и углов атаки, используя код метода нестационарной панели (UPM) с заданными синусоидальными шагами и движениями врезания фольги NACA0012. Он предсказал максимальную эффективность, основываясь на формуле.(4), 30% для пониженной частоты k = 1,975 ( f ^⁎ = 0,31), амплитуда погружения h = 0,625, амплитуда шага θ ₀ = 94 °, ось поворота = 0,55, а фаза между шагом и врезанием ϕ = 94 °. Он ограничил эффективный угол атаки α по формуле. (5) быть менее 15 ° для смягчения эффекта отрыва передней кромки и динамического сваливания с учетом ограничений метода UPM. Он также использовал экспериментальное устройство Джонса и др.[24] в водном туннеле для сравнения с его численными результатами. Экспериментальные результаты были значительно ниже (максимальный КПД примерно 15%) из-за больших механических потерь в системе.
При сравнении результатов UPM с экспериментом МакКинни и ДеЛорье [11], Дэвидс [18] систематически завышал эффективность η для амплитуды основного тона θ ₀ = 25 ° на всех фазах ϕ и занижены при θ ₀ = 30 ° для всех ϕ> 90 °.Он интерпретировал это поведение как следствие начала динамического срыва в экспериментальных результатах для более высоких амплитуд шага (и углов атаки), что привело к более высоким, чем предсказывалось, нормальным силам и, следовательно, более высокой мощности. Он также отметил, что угол атаки на передней кромке, как определяется формулой. (6), было важно учитывать, учитывая, что динамическое сваливание начинается около передней кромки. Для больших значений шага, больших частот колебания, малых амплитуд погружения или низких скоростей набегающего потока дополнительные члены в уравнении.(6) из-за частоты основного тона θ̇ может быть доминирующим по сравнению с эффектом амплитуды основного тона.
Линдси [25] провел дальнейшее моделирование с помощью кода UPM на влиянии ϕ , s _piv, величины угла атаки и толщины фольги. Он обнаружил заметное увеличение эффективности, примерно с 23% до 28%, по мере уменьшения толщины фольги с секциями NACA0018, 0014 и 0010. Контурные карты КПД и коэффициента мощности в зависимости от амплитуды погружения h и пониженной частоты k показали пики в различных положениях параметров, с лучшей эффективностью, обнаруженной при более низкой амплитуде и более высоких частотах, тогда как лучший коэффициент мощности обычно обнаруживался при более высоких амплитудах и более низких частотах. частоты.Было обнаружено, что производительность, как с точки зрения эффективности, так и коэффициента мощности, возрастает, по-видимому, неограниченно, с увеличением величины угла атаки, хотя было признано, что это нереально из-за вероятного начала разделения потока в реальной жидкости. Соответственно, моделирование Навье – Стокса и экспериментальные прогоны были проведены для сравнения при Re = 2,0 × 10 ⁴ и 1,0 × 10 ⁶. Опять же, экспериментальные значения C¯P и η значительно отстают от численно предсказанных значений, что объясняется рядом факторов, включая механическое трение и потерю подъемной силы на законцовках крыла для экспериментальных трехмерных крыльев.Эти результаты, также представленные в Jones et al. [26], показали, что разработка и эволюция большого LEV была «критичной для производства высокой мощности».
LEV был признан центральным элементом способности насекомых, в частности, создавать подъемную силу при парении и движении вперед (см. [27] для обзора аэродинамики машущих крыльев и их применения к полету насекомых). Для плавного присоединения потока вокруг обтекаемой формы, такой как фольга, имеется сильное всасывание на передней кромке, вызванное высокими скоростями потока вокруг этой области высокой кривизны.Это всасывание наклоняет вектор результирующей силы вперед и отвечает за создание тяги от чистого погружения фольги. Когда градиенты давления в этой области таковы, что поток больше не может оставаться прикрепленным, может произойти разделение и может образоваться LEV. Собственное вращение жидкости в LEV приводит к низкому давлению в ядре вихря (хотя, как правило, не так низко, как было бы над передней кромкой фольги, если бы поток оставался присоединенным). Это низкое давление приводит к увеличению силы, перпендикулярной набегающему потоку.В двигательных установках фольга теперь должна быть наклонена таким образом, чтобы эта нормальная сила была частично направлена вперед, если тяга должна поддерживаться. В полете насекомых эта повышенная сила, перпендикулярная крылу, приводит к увеличению подъемной силы за счет дополнительной мощности, потребляемой животным для преодоления повышенного сопротивления. В приложении для выработки электроэнергии теперь выравнивается подъемная сила, а не сопротивление движению крыла. Эти эффекты схематически можно увидеть на фиг. 8. На фиг. 8а показано присоединенное течение через фольгу, подвергающееся постоянному набегающему потоку.На рис. 8b показана фольга, движущаяся горизонтально в неподвижную жидкость, как при парении насекомых. Здесь угол атаки показан достаточно большим, чтобы создать разделение потока и образование LEV, а также связанное с этим мгновенное увеличение подъемной силы по сравнению с рис. 8a. Подъемная сила создается за счет подводимой мощности, которую видит лобовое сопротивление D , противодействующее движению крыла V _крыло. На рис. 8с показана фольга, наклоненная вверх и движущаяся вертикально в горизонтальном набегающем потоке.В этом случае показано формирование положительной выходной мощности, наблюдаемой при подъеме L в том же направлении, что и движение V _крыло.
Рис. 8. (a) Присоединенный поток на неподвижном крыле в горизонтальном набегающем потоке. (b) Повышение подъемной силы LEV на горизонтально перемещающемся крыле в неподвижной жидкости. (c) Выработка энергии LEV на вертикально перемещающемся крыле в горизонтальном набегающем потоке. V _rel в каждом случае показывает скорость потока относительно крыла.
Разделенное и вихревое течение в аэродинамике крыла самолета
Рассмотрены жидкостно-механические аспекты разделенного и вихревого потока в аэродинамике крыла самолета. Основное внимание уделяется двум классам крыльев: (1) крылья с большим удлинением и (2) крылья дельтовидного типа с малым удлинением. Вопросы аэродинамического дизайна в целом не рассматриваются.
Методы дискретного численного моделирования играют все более важную роль в проектировании и разработке самолетов. Соответственно, во введении к книге рассматриваются различные математические модели, лежащие в основе методов аэродинамических расчетов (панельные методы, RANS и методы масштабного разрешения).К особым методам относятся методы Эйлера, которые, как относительно недорогие, учитывают эффекты сжимаемости, а также позволяют описывать течение подъемного крыла.
Концепция кинематически активной и неактивной завихренности сдвиговых слоев дает представление о многих явлениях потока, но также, со вторым нарушением симметрии — первое связано с условием Кутты — объяснение подъема поля течения крыла. Необходимым условием является расширенное определение эшелонирования: «разделение при обтекании» на острых задних кромках крыльев класса (1) и острых передних кромках крыльев класса (2).Концепция содержания завихренности с условием совместимости для отрыва потока на острых кромках позволяет понять свойства развивающегося замыкающего вихревого слоя и результирующей пары замыкающих вихрей крыльев класса (1). Концепция также показывает, что методы Эйлера с острыми треугольными или прямолинейными передними кромками крыльев класса (2) могут дать надежные результаты.
Рассматриваются три основные темы:
1) Основные принципы рассматриваются в первую очередь: течение в пограничном слое, теория вихрей, завихренность сдвиговых слоев, решения Эйлера для подъема крыльев, условие Кутта в реальности и топология поля поверхностного трения и скорости.
2) Unit Problems рассматривает явления изолированного потока двух классов крыльев. Исследуются возможности панельных методов и методов Эйлера. Проблема одной единицы — это обтекающая крыло Общей исследовательской модели НАСА. Другие проблемы агрегата касаются вихревой системы с подветренной стороны, появляющейся в экспериментах с вихревым потоком 1 и 2, треугольные конфигурации с острыми и тупыми краями, треугольное крыло с частично закругленными передними кромками, а также тупое треугольное крыло на гиперзвуковой скорости.
3) Избранные задачи обтекания двух классов крыльев.В коротких разделах обсуждаются практические проблемы проектирования. Рассмотрение обтекания фюзеляжей, хотя и желательно, в рамках этой книги было невозможно.
Разделенный поток Вихревой поток Аэродинамика крыла самолета Механизм жидкости в пограничном слое Теория вихрей
Самолеты будущего будут летать на поворотных крыльях
Тупе работает в Лаборатории реактивного движения в течение девяти лет и является руководителем группы роботизированной воздушной мобильности JPL (в которую входят ключевые члены команды Mars Helicopter).Он также является заместителем руководителя группы планирования марсоходов в Perseverance, что означает, что он один из тех, кто сообщает марсоходу, куда идти и как туда добраться. В своей роли водителя марсохода Perseverance Тупе специализируется на стратегическом планировании маршрутов, что означает прислушиваться к тому, куда ученые хотят направить марсоход, и думать о том, как наилучшим образом достичь всех этих целей, учитывая такие вещи, как безопасность и долгосрочные цели. «Мы проектируем маршруты для посещения целей, которые интересуют ученых, или говорим им, что это слишком опасно», — говорит нам Тупе.
«Изначально было много возражений, даже со стороны научной группы, потому что они думали, что это будет отвлекать. Но в конце концов, мы все очень довольны вертолетом, в том числе и научная группа «.
—Olivier Toupet, NASA JPL
Toupet был также одним из водителей марсохода в программах Mars Exploration Rovers (MER) и Mars Science Laboratory (MSL), и с годами он и его команда выработали твердую интуицию относительно того, как управлять марсоходами по разным типам местности — как сделать это эффективно, а также свести к минимуму вероятность того, что марсоход может быть поврежден или застрял.Очевидно, что ставки очень высоки, поэтому команда марсохода не рискует, и иногда даже одна фотография потенциального маршрута от изобретательности может полностью изменить ситуацию, говорит Тупе.
IEEE Spectrum : Насколько сильно для вас повлияло наличие изобретательности в поисках стойкости на Марсе?
Olivier Toupet: Моя команда разрабатывает маршруты для движения марсохода, и обычно у нас есть орбитальные снимки [с Hi-RISE], которые, как вы можете себе представить, имеют очень низкое разрешение, а затем у нас есть снимки с марсохода на поверхности, но его видно только на несколько сотен метров.С помощью орбитальных изображений мы не можем увидеть камни меньше, чем обычно около метра. Но камень выше 35 сантиметров является препятствием для марсохода: он не может поставить колесо на камень такого размера. Так что было действительно полезно получить эти снимки с вертолета, чтобы уточнить наш стратегический маршрут и спланировать уклонение от сложной местности задолго до того, как марсоход сможет ее увидеть ».
На этой анимации показаны различные виды изображений, которые планировщики марсохода могут использовать для планирования маршрута, включая изображения с собственных камер марсохода, изображения, полученные с орбиты, и изображения вертолета. NASA / JPL
Как насчет планирования повседневных операций марсохода?
Мы действительно смотрим на изображения вертолетов при планировании наших ежедневных поездок, но мы не можем полностью доверять трехмерной сетке, полученной из пар перекрывающихся изображений, потому что мы не знаем точное расстояние, на которое вертолет пролетел между каждым из них. Мы используем изображения качественно, но мы не можем сказать, где находятся препятствия, с точностью, необходимой для планирования движения, — мы не можем доверить жизнь марсохода этим изображениям.
Вы и ваша команда должны обладать высокой квалификацией в понимании марсианского ландшафта по орбитальным изображениям с относительно низким разрешением, поскольку JPL уже несколько десятилетий планирует создание марсоходов на Марсе, полностью основанных на орбитальных изображениях. Имея это в виду, насколько на самом деле полезны изображения с высоким разрешением, такие как вертолет?
На самом деле я был планировщиком вездеходов в проектах «Возможности», «Любопытство», а теперь и «Настойчивость», так что я занимаюсь этим уже долгое время! Но это справедливый вопрос.Вы правы, что у нас большой опыт интерпретации орбитальных изображений, но все же есть случаи, когда изображения с более высоким разрешением могут быть очень важны. В Curiosity есть место под названием Логан Пасс, где мы, конечно же, полагались на орбитальные изображения при планировании стратегического маршрута.
Вид на юго-восток в сторону перевала Логан с мачтовой камеры Curiosity, сделанный в мае 2015 года. NASA / JPL-Caltech / MSSS
Мы думали, что есть короткий путь, чтобы добраться туда, через которое мы могли бы протиснуться.Мы доехали до начала склона, по которому нам предстояло ехать, с большим полем песчаных дюн под ним. Мы думали, что склон, скорее всего, представляет собой утрамбованный песок, что было бы хорошо, но на орбитальных снимках мы не могли увидеть того, что на самом деле склон представлял собой тонкий слой песка поверх гальки, и когда Марсоход попытался на нем проехать, он начал существенно скользить вниз к песчаной ловушке. Пару раз мы пытались перебраться через склон, но в итоге пришли к выводу, что это небезопасно, поэтому нам пришлось сделать довольно существенный объезд, потому что этот стратегический маршрут был невозможен.
Орбитальный снимок маршрута Curiosity, показывающий попытку пересечь перевал Логан с последующим объездом через перевал Мариас. NASA
Итак, в целом орбитальные снимки действительно хороши, особенно на довольно благоприятной местности. Но бывают случаи, когда заблаговременное получение снимков с более высоким разрешением очень ценно для планирования маршрута.
А как насчет настойчивости? Есть ли какие-то конкретные примеры того, как подробные изображения от Ingenuity заставили вас изменить свое мнение о маршруте?
Мы приземлились в непосредственной близости от области под названием Séítah, по которой на самом деле очень трудно проехать, потому что там полно больших песчаных дюн.А застрять в песке — это кошмар любого планировщика марсохода, потому что это может стать концом миссии. Сразу после приземления ученые говорили: «Давайте пересечем Сеиту и доберемся до дельты!» Я сказал, этого не случится, надо это объезжать.
Вид на маршрут «Персеверанс» вокруг Сеиты и текущее положение марсохода и вертолета на южной стороне Сеиты. NASA
Пока мы ехали, вертолет полетел прямо к западной стороне Сейты рейсом 9.Это было действительно интересно, потому что это дало нам отличные изображения, и мы поняли, что, хотя были некоторые места, в которые мы не хотели бы ехать, были другие места, которые действительно выглядели проходимыми.
Изображение, сделанное компанией Ingenuity, показывает, что коренная порода протыкает песок, что позволяет предположить, что некоторые области могут быть проходимы марсоходом Perseverance. NASA / JPL-Caltech
И поэтому было действительно полезно получить снимки с вертолета над Сеитой для уточнения нашего стратегического маршрута.Благодаря вертолету мы в конечном итоге изменили наш маршрут — изначально мы собирались проехать что-то вроде холма, но вертолет пролетел прямо над этим холмом, и я смог увидеть, что холм выглядел намного сложнее, чем я думал. орбитальные снимки. В конце концов мы решили его объехать.
Снимок холма, на который Настойчивость планировал подняться, сделанный компанией Ingenuity, что помогло группе планирования марсохода решить вместо этого объехать холм. NASA / JPL-Caltech
Если бы у нас не было снимков с вертолета, я думаю, мы бы все равно заставили его работать и нашли тот же маршрут.Но, имея вертолет, мы смогли спланировать маршрут заранее и гораздо лучше оценить, сколько времени он займет, что помогает всей команде марсоходов Perseverance планировать более эффективно. Это очень ценно.
Какова была реакция на то, что марсианский вертолет оставался разведчиком?
Вся команда, все мы в восторге! Мы не знали, что нам это понравится — это действительно интересно, я думаю, сначала было много возражений, даже со стороны научной группы, потому что они думали, что это будет отвлекать.Но в конце концов, мы все очень довольны вертолетом, в том числе и научная группа. Чем больше у нас информации, тем лучше — например, для научной группы вертолет может сэкономить нам много времени, быстро исследуя потенциально интересные области.
«Мы нашли способ выполнять действия как вездехода, так и вертолета параллельно, с очень низким воздействием и очень высокой ценностью».
—Olivier Toupet, NASA JPL
Например, когда мы пролетали на вертолете над Сеитой, над районом, куда ученые хотели направить марсоход, сделанные с вертолета снимки позволили ученым решить, стоит ли вообще пытаться это сделать. проехали на вездеходе так далеко — нам понадобилось бы две-три недели, чтобы добраться туда.Но изображения с вертолета заставили ученых сказать: «Эй, да, это место действительно интересно, и мы видим ценные камни, которые мы хотели бы взять на пробу». Таким образом, это позволило нам принять это решение на раннем этапе, вместо того, чтобы тратить две-три недели на дорогу впустую.
В какой-то момент JPL заявила, что даже если все с вертолетом будет работать отлично, выполнение полетов прекратится «не позднее конца августа». Очевидно, вертолет все еще летает — насколько это было неожиданностью?
Честно говоря, это было большим сюрпризом, но мы должны были знать лучше! Предполагалось, что миссия Opportunity будет длиться 90 дней, и она продолжалась 14 лет спустя.Некоторые из нас подозревали, что вертолетная миссия будет продлена, но команда вертолетов разыграла свои карты довольно близко к груди. Очевидно, они были очень сосредоточены на выполнении технической демонстрации, и это всегда было главным приоритетом. Поэтому всякий раз, когда мы спрашивали: «Что будет дальше», они говорили нам не отвлекаться, потому что успешная техническая демонстрация была причиной того, что вертолет был профинансирован для полета на Марс.
Но я помню, как был на встрече с кем-то из штаб-квартиры НАСА, который сказал что-то очень правдивое, а именно, что техническая демонстрация великолепна, но долгосрочная цель — показать потенциал полета на Марсе.Я очень надеюсь, что такой успех Ingenuity означает, что в будущем будет еще один вертолетный полет на Марс. Вы можете представить себе вертолет, летящий в Валлис Маринерис, самый большой каньон в Солнечной системе. Это было бы потрясающе.
Официальная версия всегда заключалась в том, что будет пять полетов, и это, вероятно, будет концом, и поэтому я рад, что мы сейчас на рейсе 17, и вертолет оказался чрезвычайно успешным. Я не могу дождаться, чтобы увидеть все, что мы сможем сделать в ближайшие месяцы, в том числе когда мы достигнем дельты — там много крутых склонов и много дюн, так что вертолет там будет особенно ценно.
Вид под углом на дельту кратера Езеро на западе. NASA / MSSS / USGS
Считаете ли вы, что одна из причин того, что миссия продолжает расширяться, заключается в том, что НАСА осознает, насколько ценным может быть вертолет-разведчик для такого марсохода, как Perseverance?
Да, я думаю, возможно, мы изначально не осознавали, насколько полезен вертолет для поддержки нашей научной миссии. Я бы также сказал, что еще одна причина, по которой вертолетная миссия продолжает расширяться, заключается в том, что она оказала довольно минимальное влияние на команду марсоходов в том смысле, что команда вертолетов была довольно независимой и они летают только раз в два-три. недели.Мы нашли способ выполнять действия как вездехода, так и вертолета параллельно, с очень низким воздействием и очень высокой ценностью.
Похоже, наличие вертолета-разведчика будет иметь особенно большое значение, когда Настойчивость достигнет дельты. Вы надеетесь, что изобретательность проживет так долго и сможет бесконечно искать марсоход?
Я очень на это надеюсь! Первоначально были некоторые опасения по поводу того, сможет ли электроника вертолета пережить зиму [до марта следующего года].Есть еще несколько вопросов по этому поводу, но все выглядит многообещающе. Есть также проблемы со связью — пока вертолет держится довольно близко к марсоходу, примерно в 300 метрах. Но как только мы закончим с этим районом к юго-западу от Сеиты, марсоход будет очень быстро возвращаться вокруг Сеиты к подножию дельты. В частности, мы будем использовать multi-sol autonav, в котором мы говорим марсоходу, чтобы он продолжал автономно двигаться к месту назначения как можно быстрее в течение нескольких марсианских дней.Прижми педаль к металлу! Поэтому есть некоторая озабоченность, сможет ли вертолет угнаться за нами. Забавно, я люблю вертолет, но я также работаю над программой autonav, поэтому надеюсь, что марсоход летит быстро.
Запланированный маршрут Настойчивости от Сеты до дельты реки Езеро NASA
Но я думаю, что все будет хорошо. Команда вертолетов работает над улучшенными возможностями, в том числе возможностью появляться в небе и разговаривать с марсоходом, что могло бы существенно улучшить дальность связи, возможно, даже до километров.Поэтому, хотя они и будут изо всех сил стараться не отставать от марсохода, параллельно они работают над улучшением способности вертолета поддерживать связь даже с больших расстояний. Так что я очень надеюсь, что Ingenuity будет существовать еще долгое время!
Как человек, который работал над несколькими поколениями марсоходов, что бы вы хотели увидеть от марсианского вертолета следующего поколения?
Большим преимуществом вертолета, конечно же, является то, что он может летать, а марсианский научный вертолет сможет пролететь десятки километров за один день.Чтобы дать вам представление о перспективе, мы надеемся, что Perseverance сможет проехать несколько сотен метров за день. Таким образом, у вертолета будет на несколько порядков больший радиус действия, что удивительно — вы можете представить себе полет не только к одному месту на Марсе, но и к нескольким объектам.
Марс научный вертолет в сравнении с изобретательностью.
Но большим минусом вертолета, к сожалению, является его полезная нагрузка. Марсоход может нести множество научных инструментов, в то время как вертолет из-за низкой плотности воздуха на Марсе имеет гораздо меньшую максимальную полезную нагрузку, что ограничивает ваши возможности в науке.При этом вы можете представить себе возможность поменять инструменты местами — что, если бы вы могли носить с собой только тот инструмент, который необходим для конкретного сайта, который вы посещаете в тот день? Конечно, здесь есть технические проблемы, но да, лично я думаю, что следующая миссия должна быть вертолетной. Было бы здорово увидеть это в будущем.
А когда мы отправим на Марс еще один марсоход, должен ли у него быть собственный вертолет-разведчик?
Это отличный вопрос, и спорный, потому что следующая миссия на Марс связана с возвратом образцов, а марсоход делает Европейское космическое агентство, а не НАСА.Итак, я не знаю, кто может принимать такие решения, но лично я считаю, что вертолет был бы чрезвычайно ценным — не только как разведчик, но, возможно, и как резервный, который мог бы получить образцы, если бы марсоход некоторые вопросы. Было бы здорово иметь наверняка.
Статьи с вашего сайта
Статьи по теме в Интернете
9 типов крыльев самолетов по глубине
За прошедшие годы были опробованы и испытаны бесчисленные конфигурации крыльев.Немногие были успешными. Узнайте о различных типах конфигураций крыльев самолетов и узнайте, чем каждый тип крыла отличается от другого, а также о плюсах и минусах каждого из них.
Крылья самолета представляют собой аэродинамические поверхности, которые создают подъемную силу при быстром движении по воздуху. Конструкторы самолетов создали множество крыльев с разными аэродинамическими характеристиками. Эти крылья прикреплены к корпусу самолета под разными углами и имеют разную форму.
Если вы увлекаетесь самолетами или хотите узнать, как летают самолеты, вы можете узнать о различных типах крыльев или пропеллеров самолетов, используемых в самолетах.Итак, чтобы помочь вам, мы собираемся обсудить некоторые конфигурации крыла, конструкцию крыла и некоторые распространенные типы крыльев самолетов.
Конфигурации крыла
Конфигурация крыла
различается для обеспечения различных летных характеристик. Количество подъемной силы, создаваемой самолетом, управление на различных рабочих скоростях, устойчивость и баланс — все это изменяется по мере изменения формы крыла самолета.
Как задняя кромка, так и передняя кромка крыла самолета могут быть изогнутыми или прямыми, либо одна кромка может быть изогнутой, а другая — прямой.Один или оба края крыла самолета могут быть скошенными, чтобы сделать его более узким на конце. Кончик крыла может быть заостренным, закругленным или квадратным.
Крылья самолета могут быть прикреплены к нижней части фюзеляжа, в средней части фюзеляжа или вверху. Они могут проходить перпендикулярно горизонтальной плоскости фюзеляжа или могут слегка наклоняться вниз или вверх. Этот угол называется двугранным углом крыла и влияет на поперечную устойчивость самолета.
Редакция
Структура крыла
Крылья самолета поднимают его в воздух.Конкретная конструкция крыльев любого самолета зависит от нескольких факторов, включая желаемую скорость при взлете, посадке и в полете, желаемую скорость набора высоты, использование самолета, а также размер и вес самолета.
Крылья самолетов часто бывают полностью свободнонесущими. Это означает, что они построены таким образом, что не требуют каких-либо внешних распорок. Внутри они поддерживаются конструктивными элементами и обшивкой самолета.
В крыльях некоторых самолетов внешние тросы или стойки используются для поддержки крыла и несения посадочных и аэродинамических нагрузок.Стойки опоры крыла и тросы в основном изготавливаются из стали.
Короткие, почти вертикальные опоры, называемые подкосами, часто встречаются на подкосах, которые крепятся к крыльям самолета на значительном расстоянии от фюзеляжа самолета. Они подавляют колебания и движения стойки, вызванные воздухом, который обтекает стойку во время полета.
Редакционная группа Иногда крылья самолетов получают в результате изучения форм крыльев птиц.
Крылья в основном изготавливаются из алюминия, но они также могут быть изготовлены из дерева, покрытого тканью.Крылья некоторых самолетов изготавливаются из магниевого сплава. В современных самолетах более прочные и легкие материалы используются в конструкции крыла и во всем корпусе.
Также существуют крылья из углеродного волокна, а также крылья самолетов, которые сделаны с использованием комбинации материалов для обеспечения максимальной прочности.
Внутренние конструкции крыльев самолетов обычно состоят из стрингеров и лонжеронов, идущих по размаху, и шпангоутов или переборок и нервюр, идущих по хорде — от передней кромки к задней кромке.
Лонжероны являются важными конструктивными элементами крыльев самолета. Они поддерживают распределенные нагрузки и сосредоточенные веса, такие как шасси, двигатели и фюзеляж.
Кожа несет часть нагрузки, возникающей во время полета. Он также отвечает за передачу напряжения на нервюры крыла.
Типы крыльев самолетов
1. Прямоугольное крыло
Прямоугольное крыло — самое простое в изготовлении. Это неконусное прямое крыло, которое в основном используется в небольших самолетах.Это крыло выступает из фюзеляжа самолета под прямым углом (приблизительно).
Хорошим примером самолета с прямоугольным крылом является Piper PA 38. Одним из основных недостатков прямоугольного крыла является его неэффективность с точки зрения аэродинамики.
2. Эллиптическое крыло
Эллиптическое крыло является наиболее эффективным с точки зрения аэродинамики, поскольку эллиптическое распределение подъемной силы по размаху обеспечивает минимально возможное сопротивление. Однако технологичность крыла этого самолета оставляет желать лучшего.Один из самых известных самолетов с эллиптическим крылом — Supermarine Spitfire, правивший в небе во время битвы за Британию.
Эллиптическое крыло изначально не проектировалось для минимизации индукции лобового сопротивления, а скорее предназначалось для размещения шасси вместе с боеприпасами и пушками внутри крыла. Значит, крыло должно было быть тонким.
Форма эллипса позволяла сделать крыло максимально тонким, давая место внутри для необходимых вещей.В самолетах, подобных Северскому Р-35, мы можем видеть полуэллиптическое крыло с эллиптической задней или передней кромкой.
3. Коническое крыло
North American Aviation P-51 Mustang
Коническое крыло было разработано путем модификации прямоугольного крыла. Хорда крыла варьируется по размаху для приблизительного эллиптического распределения подъемной силы.
Хотя оно не так эффективно, как стандартное эллиптическое крыло, оно предлагает компромисс между эффективностью и технологичностью.
P-51 Mustang, который использовался ВВС США для борьбы с Люфтваффе, использовал коническое крыло.
4. Крыло «Дельта»
Редакционная группа Dassault Mirage 2000
Это крыло с низким удлинением используется в сверхзвуковых самолетах. Основное преимущество треугольного крыла — работоспособность во всех режимах (сверхзвуковых, дозвуковых и околозвуковых). Кроме того, этот тип крыла имеет большую площадь формы, что улучшает маневренность и снижает нагрузку на крыло.
треугольное крыло не только обеспечивает эффективный полет, но также имеет прочную конструкцию и обеспечивает большой объем для хранения топлива. Это крыло также просто в изготовлении и обслуживании.
Однако, как и у любого другого типа крыла самолета, треугольное крыло также имеет ряд недостатков. К основным недостаткам крыла данного самолета можно отнести:
Из-за малого удлинения треугольные крылья обладают большим сопротивлением.
На низкой скорости — во время посадки и взлета — эти крылья имеют большой угол атаки, главным образом потому, что на таких низких скоростях подъемную силу создают вихри.Это компенсируют большие углы сваливания треугольных крыльев.
Dassault Mirage 2000 — яркий пример самолета, в котором используются треугольные крылья без хвоста. На некоторых самолетах используются треугольные крылья, и один из самых известных из них — российский МиГ-21.
Редакция Eurofighter Typhoon T1
Другой вариант треугольного крыла — это обрезанная дельта, которую можно увидеть на Eurofighter Typhoon T1. У этого варианта обрезаны наконечники для уменьшения лобового сопротивления на малых скоростях.
Другой вариант треугольного крыла, широко применяемый в боевых самолетах, — это двойное треугольное крыло. Угол переднего края двойных данных не постоянный, но имеет два значения. Легкий боевой самолет Индии, известный как «Теджас», использует двойное информационное крыло.
5. Крыло трапециевидной формы
Редакционная группа Lockheed Martin F 22A Raptor
Трапециевидная конструкция крыла обеспечивает выдающиеся летные характеристики. Задняя кромка крыла движется вперед, а передняя — назад.Этот тип крыла обычно используется в боевых самолетах США.
Эта конфигурация обеспечивает высокоэффективные сверхзвуковые полеты и обладает хорошими характеристиками малозаметности. Проблема только в том, что нагрузка на крыло велика, что снижает маневренность. Трапециевидное крыло используется в знаменитом реактивном истребителе F-22 Raptor.
6. Крыло Огива
Редакционная группа Aerospatiale BAC Concorde
Конструкция оживляющего крыла используется в очень быстроходных самолетах. Сложная математическая форма крыла этого самолета позволяет минимизировать сопротивление на сверхзвуковых скоростях.Крылья Ogive обеспечивают отличные характеристики на сверхзвуковых скоростях с минимальным сопротивлением.
Основным недостатком крыльев этих типов самолетов является их сложность и сложность их изготовления. Более того, их дозвуковые характеристики неудовлетворительны по сравнению с ними. Вышедший на пенсию Aerospatiale-BAC Concorde использовал оживляющие крылья.
7. Стреловидные крылья
Редакционная группа Boeing 787-9 Dreamliner — Стив Лайнс
Крылья самолета, передние кромки которых стреловидны, называются крыльями со стреловидными назад.Стреловидные крылья уменьшают лобовое сопротивление при полете самолета на околозвуковой скорости.
Большинство высокоскоростных коммерческих самолетов имеют стреловидное крыло. Boeing 787 Dreamliner — один из многих примеров, в которых используются стреловидные крылья.
8. Крылья прямой стреловидности
Редакция Сухой СУ-47 Беркут
Крылья самолета со стреловидными передними кромками называются стреловидными. Одним из недостатков этого типа конфигурации является то, что из-за характеристик потока крыльев подвесные крылья сваливаются раньше закрылков.Это может вызвать проблемы с управляемостью. Таким образом, стреловидные передние крылья использовались лишь в очень небольшом количестве самолетов, таких как Grumman X-29 Switch Blade.
Основная проблема, которая делала этот тип конфигурации крыла непригодной, заключалась в том, что он приводил к скручиванию крыла при его изгибе под нагрузкой, создавая большую нагрузку на корни крыла. Су-47 «Беркут» — один из немногих самолетов, использовавших это крыло.
9. Крылья изменяемой стреловидности
Редакция General Dynamics F-111 Aardvark
Стреловидные крылья в основном подходят для высоких скоростей, таких как сверхзвуковые и околозвуковые, в то время как крылья без стреловидности лучше всего подходят для малых скоростей i.е. дозвуковой. Крылья с изменяемой стреловидностью были разработаны для оптимизации полета в широком диапазоне скоростей.
Механическая сложность — основная проблема этого крыла самолета. General Dynamics F-11 Aardvark — первый самолет с крылом изменяемой стреловидности.
Надеюсь, вам понравилась эта коллекция типов крыльев самолетов. Я что-нибудь пропустил? Есть неверная информация? Дай мне знать в комментариях!
Похожие сообщения
Аэродинамический профиль — Aircraft Aerodynamics
Аэродинамический профиль — это поверхность, предназначенная для получения подъемной силы от воздуха, по которому он движется.Таким образом, можно утверждать, что любая часть летательного аппарата, преобразующая сопротивление воздуха в подъемную силу, является аэродинамическим профилем. Профиль обычного крыла — отличный пример аэродинамического профиля. [Рис. 1] Обратите внимание, что верхняя поверхность профиля крыла имеет большую кривизну, чем нижняя поверхность.
Рис. 1. Воздушный поток над секцией крыла
Разница в кривизне верхней и нижней поверхностей крыла создает подъемную силу.Воздух, проходящий через верхнюю поверхность крыла, должен достигать задней кромки крыла за то же время, что и воздух, проходящий под крылом. Для этого воздух, проходящий над верхней поверхностью, движется с большей скоростью, чем воздух, проходящий под крылом, из-за большего расстояния, которое он должен пройти по верхней поверхности. Эта повышенная скорость, согласно принципу Бернулли, означает соответствующее уменьшение давления на поверхность. Таким образом, создается перепад давления между верхней и нижней поверхностями крыла, заставляя крыло подниматься вверх в направлении более низкого давления.
В определенных пределах подъемная сила может быть увеличена путем увеличения угла атаки (AOA), площади крыла, скорости, плотности воздуха или изменения формы аэродинамического профиля. Когда подъемная сила на крыле самолета равна силе тяжести, самолет сохраняет горизонтальный полет.

Свойства отдельных профилей крыла отличаются от свойств крыла или самолета в целом из-за влияния формы крыла в плане. Крыло может иметь различные сечения аэродинамического профиля от основания до законцовки, с конусом, кручением и стреловидностью.Результирующие аэродинамические свойства крыла определяются действием каждой секции по размаху.
Форма аэродинамического профиля определяет величину турбулентности или поверхностного трения, которое он производит, что, следовательно, влияет на эффективность крыла. Турбулентность и поверхностное трение контролируются главным образом коэффициентом тонкости, который определяется как отношение хорды крылового профиля к максимальной толщине. Если крыло имеет высокий коэффициент тонкости, это очень тонкое крыло. Толстое крыло имеет низкую тонкость.Крыло с высоким коэффициентом тонкости создает сильное поверхностное трение. Крыло с низким коэффициентом измельчения создает большую турбулентность. Лучшее крыло — это компромисс между этими двумя крайностями, позволяющий свести к минимуму турбулентность и поверхностное трение.
Эффективность крыла измеряется отношением подъемной силы к лобовому сопротивлению (L / D). Это соотношение меняется в зависимости от AOA, но достигает определенного максимального значения для конкретного AOA. Под этим углом крыло достигло максимальной эффективности.Форма аэродинамического профиля является фактором, определяющим AOA, при котором крыло является наиболее эффективным; он также определяет степень эффективности. Исследования показали, что наиболее эффективные аэродинамические поверхности общего назначения имеют максимальную толщину, составляющую примерно одну треть пути назад от передней кромки крыла.
Крылья с большой подъемной силой и устройства с высокой подъемной силой для крыльев были разработаны путем придания аэродинамической формы требуемого эффекта. Подъемная сила, создаваемая аэродинамическим профилем, увеличивается с увеличением развала крыла.Под изгибом понимается кривизна аэродинамического профиля над и под поверхностью линии хорды. Верхний изгиб относится к верхней поверхности, нижний изгиб — к нижней поверхности, а средний изгиб — к средней линии сечения. Изгиб положительный, когда отклонение от линии хорды наружу, и отрицательный, когда он направлен внутрь. Таким образом, крылья с высокой подъемной силой имеют большой положительный развал на верхней поверхности и слегка отрицательный развал на нижней поверхности. Закрылки приводят к тому, что обычное крыло приближается к тому же самому состоянию за счет увеличения верхнего развала и создания отрицательного нижнего развала.
Также известно, что чем больше размах крыла по сравнению с хордой, тем больше получается подъемная сила. Это сравнение называется соотношением сторон. Чем выше соотношение сторон, тем больше подъем. Несмотря на преимущества увеличения соотношения сторон, было обнаружено, что определенные ограничения были определены структурными соображениями и соображениями сопротивления.
С другой стороны, аэродинамический профиль, который имеет идеально обтекаемую форму и обеспечивает небольшое сопротивление ветру, иногда не обладает достаточной подъемной мощностью, чтобы оторвать самолет от земли.Таким образом, современные летательные аппараты имеют аэродинамические поверхности, которые находятся между крайностями, форма которых зависит от целей летательного аппарата, для которого он разработан.
Острый угол хорды крыла относительно продольной оси самолета называется углом падения или углом установки крыла. [Рис. 2] Угол падения в большинстве случаев является фиксированным встроенным углом. Когда передняя кромка крыла выше задней кромки, угол атаки считается положительным.Угол атаки отрицательный, когда передняя кромка ниже задней кромки крыла.
Рис. 2. Угол падения

Перед тем, как начать обсуждение AOA и его влияния на профили, сначала рассмотрим термины хорда и центр давления (CP), как показано на Рисунок 3.
Рисунок 3. Воздушный поток над секцией крыла

Хорда профиля или крыла — это воображаемая прямая линия, проходящая через секцию от передней кромки. к задней кромке, как показано на рисунке 3.Линия хорды представляет собой одну сторону угла, который в конечном итоге формирует AOA. Другая сторона угла образована линией, указывающей направление относительного воздушного потока. Таким образом, AOA определяется как угол между линией хорды крыла и направлением относительного ветра. Его не следует путать с углом падения, показанным на рисунке 2, который представляет собой угол между линией хорды крыла и продольной осью самолета.

На каждой части профиля или поверхности крыла присутствует небольшая сила.Эта сила отличается по величине и направлению от любых сил, действующих на другие участки вперед или назад от этой точки. Все эти малые силы можно сложить математически. Эта сумма называется «равнодействующей силой» (подъемной силой). Эта результирующая сила имеет величину, направление и местоположение и может быть представлена в виде вектора, как показано на рисунке 3. Точка пересечения результирующей силовой линии с линией хорды аэродинамического профиля называется центром давления (ЦД). . КП перемещается по хорде профиля при изменении AOA.На протяжении большей части диапазона полета CP движется вперед с увеличением AOA и назад по мере уменьшения AOA. Влияние увеличения AOA на CP показано на рисунке 4.
Рисунок 4. Влияние увеличения угла атаки

AOA изменяется при изменении положения самолета. . Поскольку AOA имеет прямое отношение к определению подъемной силы, ему уделяется первоочередное внимание при проектировании аэродинамических поверхностей.В правильно спроектированном аэродинамическом профиле подъемная сила увеличивается с увеличением AOA. Когда AOA постепенно увеличивается в сторону положительного AOA, составляющая подъемной силы быстро увеличивается до определенной точки, а затем внезапно начинает падать. Во время этого действия составляющая сопротивления сначала медленно увеличивается, а затем быстро, когда подъемная сила начинает снижаться.
Когда AOA увеличивается до угла максимального подъема, достигается точка зарыва. Это называется критическим углом. При достижении критического угла воздух перестает плавно течь по верхней поверхности профиля и начинает бурлить или закручиваться.Это означает, что воздух отрывается от верхней линии развала крыла. То, что раньше было областью пониженного давления, теперь заполнено этим бурлящим воздухом. Когда это происходит, величина подъемной силы падает, а сопротивление становится чрезмерным. Возникает сила тяжести, и нос самолета опускается. Это ларек. Таким образом, точка задира — это угол сваливания.
Как было показано ранее, распределение сил давления по аэродинамическому профилю изменяется в зависимости от AOA. Соответственно изменяется и приложение равнодействующей силы, или CP.По мере увеличения этого угла КП движется вперед; при уменьшении угла КП перемещается назад. Неустойчивый ход КП характерен практически для всех профилей.
При изучении физики и механики жидкости пограничный слой — это слой жидкости в непосредственной близости от ограничивающей поверхности.