Аэродинамика для чайников: Страница не найдена

Содержание

Аэродинамика автомобиля - что это и на что влияет (теория и практика)

Уменьшить расход бензина можно позаботившись об уменьшении действующих на автомобиль сил сопротивления. Расскажем что такое аэродинамика машины, основные термины и понятия, что на неё влияет в первую очередь.

На больших скоростях основной вклад вносит сила аэродинамического сопротивления. Аэродинамика имеет прямое отношение к управляемости, устойчивости и безопасности, особенно при движении с высокой скоростью. Даже способность загрязняться напрямую зависит, насколько качественно, с точки зрения аэродинамики, продуман автомобиль. А знаете, что такое «воздушный мешок» или «аэродинамическая тень», что такое «граунд-эффект»? Давайте разбираться.

Основные понятия аэродинамики

Чтобы легче разобраться в аэродинамике, определимся с терминами, принятыми в этой науке.

Сила аэродинамического сопротивления (Рх) — сила, с которой поток воздуха «давит» на движущийся автомобиль. Всегда действует в сторону, противоположную движению. Чем больше, тем ниже максимальная скорость и динамика автомобиля при прочих равных условиях.

Коэффициент аэродинамического сопротивления (Сх). Безразмерная величина, обычно меньше единицы. Определяется экспериментальным путем в аэродинамической трубе или с помочью расчетов. Физический смысл — отношение аэродинамической силы к скоростному напору и характерной площади. У современных автомобилей значение Сх в районе 0,30. Внедорожники имеют чуть больший коэффициент Сх из-за большей площади кузова.

Подробнее про коэффициент Сх в данной статье.

Подъемная сила (Рz) — направлена перпендикулярно к скорости автомобиля. При обтекании автомобиля частицы потока, обтекающие днище, проходят меньший путь, чем частицы, обтекающие капот, крышу и крышку багажника, то есть более выпуклую поверхность. А согласно уравнению Бернулли давление среды больше там, где скорость частиц меньше. Автомобиль превращается в крыло. Если ситуацию «запустить», с ростом скорости колеса машина будет терять контакт с дорогой, что негативно скажется на управляемости и устойчивости.

Коэффициент подъемной силы (Су).

Тоже безразмерный, определяется аналогично Сх. Зависит от форм автомобиля, его ориентации в пространстве, чисел Рейнольдса и Маха.

Мидель (от middel — средняя) – наибольшая площадь сечения автомобиля, перпендикулярная направлению движения.

Опрокидывающий момент (Му) — определяет перераспределение нагрузок между передними и задними осями автомобиля. Возникает из-за того, что Рх всегда действует под углом к продольной оси автомобиля. По Му можно судить о возможном изменении управляемости на высоких скоростях, а нулевое значение говорит о том, что независимо от скорости автомобиля тот будет управляться одинаково, а заложенный производителем баланс нагрузок на колеса не нарушится.

Момент крена (Мх) и разворачивающий момент (Мz) – характеризуют способность автомобиля противостоять порывам бокового ветра. Чем меньше абсолютные значения, тем меньше водитель чувствует влияние капризов природы.

Как меняют аэродинамику автомобиля?

Задача специалистов по аэродинамике состоит в уменьшении паразитных сил и моментов (Рх, Рz, Му, Мх и Мz). Добиться можно с помощью дополнительных аэродинамических элементов, что ведет к увеличению площади миделя и как следствие – к увеличению силы лобового сопротивления. Тупик? Нет, оказывается, грамотно сконструированные и тщательно продутые в аэродинамической трубе элементы позволяют уменьшить Сх! Что это за устройства? Обычно при слове обвес речь идет о бамперах, порогах, спойлерах и антикрыльях.

Антикрыло. Создано для борьбы с подъемной силой. Первостепенная задача – создать прижимную силу, чтобы колеса не теряли контакт с дорогой ни при каких условиях. Взгляните на болиды Ф1. Вот где антикрылья – усилия работы специалистов по аэродинамике! Но перебарщивать с размерами нельзя – резко растет аэродинамическое сопротивление, а значит – падает скорость, увеличивается расход топлива. Практически на всех спортивных автомобилях рабочая часть крыла выполнена регулируемой для возможности изменения угла атаки и возможности настройки.

Спойлер (от spoil — портить). Аэродинамический элемент с одной рабочей поверхностью для изменения направления движения воздушного потока. Основная задача «правильного» спойлера – организация безотрывного и «плавного» обтекания воздушным потоком всей поверхности автомобиля, что повышает устойчивости при движении с высокими скоростями. Спойлер может бороться с подъемной силой, отсюда его сложные формы. Но эта деталь всегда примыкает к кузову автомобиля. По большому счету, бамперы и пороги это тоже большие спойлеры.

Спойлер и антикрыло – основные, но не единственные элементы, улучшающие аэродинамику. Если заглянуть под днище современного авто, то увидим большое количество специальных щитков. Их задача – уменьшить сопротивление, исключить завихрения и направление потока в нужном направлении. Иногда проработка днища дает потрясающие результаты.

Диффузор. Дальше всех пошли спортсмены – они решили присосать автомобиль к трассе! Появились болиды с днищем, имитирующим «трубку Вентури» – создающие резкий рост скорости воздушного потока под машиной. В результате создавалась мощная прижимная сила. Плодами этого открытия норовит воспользоваться каждый автопроизводитель: диффузоры, обеспечивающие ускорение потока, появляются в задней части гражданских машин.

Проблема, что для максимально эффективной реализации т.н. «граунд-эффекта» нужны по возможности плоское днище и минимальный дорожный просвет. Если строители спортивных машин могут это позволить, то, к примеру, на Evolution диффузор служит скорее украшением, чем полноценным аэродинамическим элементом.

Что влияет на коэффициент Сх?

Один из лучших методов улучшения динамики машины – удалить все, что создает лишнее аэродинамическое сопротивление. Это могут быть банальные вещи. Вот как они увеличивают коэффициент Сх:

  • открытые окна + 5%
  • зеркала заднего вида + 5%
  • антенна + 2%
  • открытый люк + 3%.
  • широкие шины + 3%,
  • скромные брызговики колес + 3%
  • нескромные брызговики колес + 6%
  • багажник на крыше +10%

Аэродинамика автомобиля. Что это такое? Как это работает?

Движение любого механизма осуществляется путем взаимодействия нескольких сил. Причем, вклад тех или иных воздействий будет отличаться в зависимости от различных внешних условий.

Независимо от вашего желания/нежелания, хотите вы этого или нет, но автомобилю при движении потребуется преодолевать противодействие внешнего мира. На него действуют различные физические показатели: инерция, сила тяжести, трение сопротивления и т. д. Нас интересуют те, которые имеют отношение к аэродинамике. В нее входят:

  • Сила сопротивления среды;
  • Подъемная сила, образованная воздушным потоком;
  • Прижимная сила.

Именно соотношение этих величин (равнодействующая) определяют важнейшие характеристики движения и скорости автомобиля на дороге: устойчивость, маневренность и экономичность.

Аэродинамические компоненты устанавливают на корпусы машин сами компании – производители с целью улучшения динамических характеристик и экономичности машины.

Задачи при расчете аэродинамики автомобиля

Задача аэродинамики состоит в правильном распределении воздушных сил, которые действуют на движущийся предмет, и давление, которое оказывается на его поверхность. Вцелом, понятие «аэродинамическое качество» тем выше, чем выше сила подъема и ниже лобовое сопротивление.

Понятие аэродинамического сопротивления и подъемной силы часто используются в авиации. Подъемная сила в авиации – это положительный показатель, в автомобилестроении, же – отрицательный. Поэтому владельцы машин уделяют большое внимание даже самым малым значениям коэффициента аэродинамического качества. Задача конструкторов, вцелом, заключается в том, чтобы сократить аэродинамическое сопротивление транспортного средства и свести его подъемную силу к нулю. Она ухудшает взаимосвязь сцепления колес с дорогой и в ряде случаев может явиться причиной опрокидывания машины.

Проведем небольшую аналогию автомобиля с самолетом, ведь и там, и там, занимает свое законное место аэродинамика и ее законы. Закон Бернулли гласит: чем больше скорость потока воздуха, тем меньше его давление, и наоборот. По этой причине верхнюю площадь крыла самолета делают чуть больше, а это значит, что давление воздуха там меньше, чем снизу; благодаря этой разнице давлений самолет и имеет способность летать. Таким образом, крыло в движении обеспечивает самолет подъемной силой. В автомобилестроении же устанавливается антикрыло (напоминает по своему виду перевернутое крыло самолета), которое генерирует прижимающую силу. Автомобильное крыло, как правило, фиксируется отдельно от кузова на стойках. Благодаря этому положению, между рабочей плоскостью и поверхностью кузова возникает пространство для воздуха.

Зачем автомобилю нужно антикрыло?

Антикрыло можно легко спутать со спойлером. Однако их необходимо отличать, так как, несмотря на некоторую схожесть, они выполняют разные функции; являются разными по своей сути приспособлениями. Функция спойлера – это изменение направления воздушного потока. Спойлеры используются для повышения устойчивости машины в продольном направлении; они имеют довольно непростую форму, но, несмотря на это, плотно примыкают к кузову автомобиля.

Несмотря на все, антикрыло не может гарантировать полную защиту машины от опрокидывания и аварии. Если передняя часть корпуса наклоняется, то может возникнуть неприятность. Если автомобиль будет ехать на высокой скорости и попадет в яму на дороге, то передняя часть поднимется быстрее, чем задняя, подъемная сила увеличится, и машина перевернется. Известны случаи, когда крыло не спасало автомобиль, который двигался с завышенной скоростью. Более того, оно может даже поспособствовать аварии.

Еще одним важнейшим компонентом аэродинамики машины является низкий задний бампер. Его, однако, не рекомендуется устанавливать близко к земле, так как под машиной может накопиться воздушное пространство.

В аэродинамический «комплект» входит также ряд следующих элементов: арки колес, облицовка радиатора, зеркала специальной формы, пороги и т. д. Каждая перечисленная деталь, помимо эстетической составляющей, совершенствует автомобиль в его главной функции – движении на скорости.

Видео аэродинамика автомобиля

На информационном сайте для автолюбителей «FORAM» вы сможете найти много полезной информации, касающейся ремонта и обслуживания автомобилей.

Тема 1. Основы аэродинамики.

Основные свойства газов.

Атмосфера представляет собой смесь газов, водяного пара и аэрозолей, то есть твердых и жидких примесей (пыли, продуктов горения и конденсации, соли и т.д.). Объем основных газов составляет: азота 79%, кислорода 21%, аргона 0,93%, углекислого газа 0,03% на долю других газов (неона, гелия, криптона, ксенона, озона) приходится менее 0,01%.

Пары воды - сильно меняющийся по количеству компонент воздуха. Их может быть от 0 (сухой) до 4. ..5% веса (насыщенный воздух). Все пары, которые находятся в атмосфере, концентрируются в тропосфере.

К свойствам воздуха относят давление, плотность и состав. Плотность определяется температурой, давлением и наличием водяных паров (влажность).

 

Аэродинамические спектры обтекания тел потоком газа.

 
 

 

рис.5

На рисунке представлены спектры обтекания различных тел.

Крыло в потоке несжимаемой жидкости.

При малых скоростях полета сжимаемостью воздуха можно пренебречь. И за счет этого рассматривать обтекание воздухом, как несжимаемой жидкостью.

Закон Бернули.

 
 
Закон Бернули для жидкости гласит, что чем больше скорость течения жидкости в трубе, тем меньшее давление она создает. Закон действителен и для газа, но на малых скоростях, когда не сказывается сжимаемость газа.

 

 

Угол атаки крыла.

Углом атаки крыла принято называть угол между хордой профиля и вектором движения невозмущенного потока воздуха.    

Рис. 6

 

 

Распределение давлений по профилю крыла.

Распределение давления по профилю крыла показано на рис. 7. Распределение зависит от угла атаки крыла.     Рис. 7

 

Точка торможения потока.

Точкой торможения потока называют точку на профиле в том месте, где происходит разделение потока воздуха на поток по верхней и нижней поверхностям. В этой точке максимальное положительное давление. Давление в этой точке равно : P=рV2/2 , где Р- избыточное давление, р - плотность воздуха, V – скорость потока. Выражение рV2/2 называют также скоростным напором.    

Рис. 8

Полная аэродинамическая сила.

На профиль крыла бесконечного удлинения в потоке воздуха действует аэродинамическая сила. Она состоит из сил давления, действующих по нормали к поверхности и сил трения, действующих по касательной к поверхности.

Рис. 9

 

Разложение полной аэродинамической силы.

Полную аэродинамическую силу можно разложить на составляющие: аэродинамическую подъемную силу и силу аэродинамического сопротивления.   Рис. 10

 

Подъемная сила.

Формула подъемной силы: Y=Cy pV2 S / 2 , где  

Y -подъемная сила (Н), Су - коэф. подъемной силы (безразмерная величина), р - плотность воздуха (кг/м3), V - скорость невозмущенного потока (м/с), S - площадь крыла (м2).

 

Фокус.

Фокус - точка на хорде крыла в которую не зависимо от угла атаки можно перевести Y и в этой точке Мz=Mzo=const Для скоростей меньше чем скорость звука фокус составляет 25% от хорды. Мz - момент аэродинамических сил.

 

Сила сопротивления.

Формула силы сопротивления: X=Cx pV2 S / 2 , где  

X - сила сопротивления (Н), Сх - коэф. силы сопротивления.

 

Образование индуктивного сопротивления.

Природа образования индуктивного сопротивления следующая: из-за разности давлений на нижней и верхней поверхности крыла образуется перетекание воздуха с нижней поверхности. В результате этого перетекания на концевой части образуется вихрь, на образование которого и тратится энергия.  

Рис. 11

 

 

Аэродинамическое качество крыла.

    Аэродинамическое качество крыла это отношение подъемной силы к силе сопротивления: K=Y/X=Cy/Cx, где К - аэродинамическое качество крыла. Другими словами К это расстояние на которое улетит параплан с единицы высоты при условии неподвижной атмосферы.

Рис.12

 

Зависимость Су от угла атаки.

График показывающий зависимость Су от угла атаки ALPHA.      

Рис. 13

Поляра крыла.

    Рис. 14 Поляра крыла это график показывающий зависимость Сх от Су    

Геометрические характеристики крыла.

К геометрическим характеристикам крыла относятся: S - площадь крыла L - размах крыла, Вкорн - корневая хорда крыла, Вконц - концевая хорда крыла, Всах - средняя аэродинамическая хорда крыла, Всгх - средняя геометрическая хорда, Lambda - удлинение. Lambda=L2/S

Рис. 15

 

 

Эволюция параплана.

Эволюция параплана идет как и эволюция самолета, дельтаплана, от простого к сложному, с переходами от количества к качеству.

Изначально параплан не сильно отличался от парашюта, как внешне, так и по летным характеристикам. Количество секций на парашюте обычно 7х2 или 9х2, удлинение около 2. Качество около 2. Параплан очень быстро перерос своего родоначальника по всем параметрам. Удлинение современных крыльев достигает 6,7. Качество до 9. Количество секций до 100. Это количественные показатели.

Качественно изменились следующие вещи: появилась разветвленная cтропная система. Поменялся профиль - он стал двояковыпуклый. В профиле появились отверстия перетекания. На некоторых парапланах появились сеточки на воздухозаборниках, появились диагональные нервюры.

 

Сравнительные характеристики учебного и спортивного параплана.

 

Характеристика Учебный Спортивный
Удлинение 4...5 6...7
Количество секций 20...40 50...100
Количество строп, м 300...400 300...400
Вес, кг 5...6 6...7
Качество 5...7 7...9
Скорость, км/ч 20...40 22...55

 

 

Тема 2. Теория планирующего и маневренного полета

 

Установившийся полет (планирование).

 
 

В установившемся полете на параплан действуют следующие силы и моменты:

сила тяжести, полная аэродинамическая сила

 

 

 

Рис. 16

Разложение сил.

 
 

 

 

Разложим полную аэродинамическую силу на составляющие   Рис 17

 

Поляра скоростей планирования.

Полярой скоростей планирования называют линию, которую рисует вектор скорости параплана из начала координат.  

Рис. 18

 

 

Влияние удельной нагрузки, силы и направления ветра на характеристики планирования.

    вар.1   вар. 2           вар. 3 Рассмотрим следующие варианты полета параплана. Вариант 1. Штиль Вариант 2. Средний по величине ветер Вариант 3. Сильный ветер   В штиль на дальность полета нагрузка не влияет. Увеличение нагрузки приводит лишь к увеличению траекторной скорости полета согласно формуле подъемной силы. В ветер происходит складывание векторов скорости параплана и ветра, что меняет картину. Более нагруженный параплан при полете против ветра улетит дальше, А при полете по ветру ближе. Как следствие при полете против ветра нужно увеличить скорость полета с помощью акселератора, а при полете по ветру выгоднее держать скорость соответствующую скорости минимального снижения.

Рис. 19

 

 

Характерные скорости параплана.

Характерные скорости полета можно определить по поляре скоростей планирования. К характерным скоростям относят: Vmin - минимальная скорость или скорость срыва. Vэк - экономическая скорость на которой вертикальное снижение минимально. Vкр - крейсерская скорость - скорость максимального качества. Vmax - максимальная скорость полета.     Рис. 20

Криволинейное движение параплана.

    К криволинейному движению параплана относят: развороты, перекладки и спирали.  

Рис. 21

 
 

Разложение сил в развороте.

При развороте на параплан действуют следующие силы: сила тяжести, сила инерции, аэродинамическая сила.    

Рис. 22

Координированный разворот.

Координированным разворотом называется разворот в горизонтальной плоскости без скольжения параплана.

 

Скольжение.

  Скольжением называют движение параплана под углом к набегающему потоку в горизонтальной плоскости.

Рис. 23

 

Перегрузка.

В некоторых случаях полета аэродинамическая сила превышает вес пилота. В этих случаях на пилота действует перегрузка.

 

n = Y / mg ,

 

где n - перегрузка, Y - подъемная сила крыла, m - масса пилота и параплана, g - ускорение свободного падения.

 

Влияние близости земли. Экранный эффект.

При движении крыла вблизи земли появляется, так называемый, экранный эффект. Сущность явления в том, что при движении у экрана увеличивается аэродинамическое качество, из-за отсутствия скоса потока за крылом. Это явление заметно на дельтапланах, на парапланах ввиду длинных строп этот эффект отсутствует.  

Рис. 24

 

Тема 3. Устойчивость и управляемость параплана.

Понятие устойчивости и управляемости.

Понятие устойчивости раскрывается в школьном курсе физики на примере шаров.  

Рис. 25

Устойчивостью в аэродинамике называется самостоятельное возвращение к исходным параметрам после прекращения внешнего воздействия. К этим параметрам относится скорость и направление полета, угол атаки и тангаж.

Управляемостью называется реакция параплана на управляющие воздействия органов управления.

В динамике полета существует правило. Чем более устойчив параплан, тем хуже он управляется и наоборот, чем лучше управляется, тем менее устойчив.

 

Виды устойчивости.

Устойчивость принято делить на статическую и динамическую.

Статическая устойчивость - способность системы при появлении внешних возмущений создавать стабилизирующие моменты, восстанавливающие нарушенное состояние равновесия.

Динамическая устойчивость - способность системы возвращаться к равновесному состоянию через некоторое время после прекращения возмущающих воздействий с определенными затухающими законами изменения параметров движения.

 

Связанная система координат.

Для разложения сил и моментов действующих на параплан вводится система координат связанная с землей. Ее называют связанной системой координат.

 

Продольная, поперечная и путевая устойчивость.

Статическая устойчивость делится на продольную, поперечную и путевую устойчивость. Продольная это устойчивость в плоскости хоу, поперечная уоz, путевая в zox.

Продольная статическая устойчивость по перегрузке - стремление системы создавать стабилизирующий момент, уменьшающий угол атаки при превышении подъемной силы нормальной перегрузки (попадание в вертикальный восходящий поток) или увеличивающий угол атаки при попадании в нисходящий поток. Продольная статическая устойчивость по перегрузке обеспечивается расположением центра тяжести системы впереди продольного фокуса.

Продольная статическая устойчивость по скорости - стремление системы создавать кабрирующий (при разгоне) или пикирующий (при торможении) моменты при прямолинейном полете с постоянной перегрузкой.

Поперечная статическая устойчивость - стремление системы кренится в сторону обратную созданному скольжению. Обеспечивается расположением ц.т. ниже бокового фокуса.

Путевая статическая устойчивость - стремление системы устранить созданное скольжение. Обеспечивается расположением ц.т. впереди бокового фокуса.

Поперечная и путевая устойчивость взаимосвязаны.

Динамическая устойчивость делится на продольную и путевую. Необходимым условием динамической устойчивости является статическая устойчивость. Система пилот-параплан считается динамически устойчивой, если возвращение к равновесному состоянию после прекращения возмущающего воздействия происходит:

n с небольшими отклонениями параметров движения от равновесных

n с большим декрементом затухания колебаний в процессе восстановления

n с приемлемыми частотами колебаний

Динамическая устойчивость зависит от соотношения величин демпфирующих моментов, возникающих у статически устойчивой системы.

 

Балансировка параплана.

Балансировочное положение - устойчивое положение.

Балансировочной скоростью параплана называется скорость при полностью отпущенном управлении. Балансировочная скорость задается центровкой параплана. Средняя балансировочная скорость у большинства парапланов 30...35 км/ч.

 

Параметры влияющие на управляемость параплана.

Существуют различные способы управления движением системы параплан-пилот.

n с помощью строп управления (СУ)

n акселератором или триммером

n перемещением центра тяжести пилота в подвесной системе

 

1. С помощью СУ

Затягивая СУ пилот отклоняет заднюю кромку, увеличивая подъемную силу и сопротивление полукрыла. Это приводит к торможения полукрыла и возникновение крена. В параметры влияющие на управляемость входит картина натяжения задней кромки и арочность параплана.    

Рис. 26

2. Акселератор или триммер.

  Акселератор и триммер изменяют установочный угол системы сразу во всех сечениях, т.е. выполняют перебалансировку системы.

3. Перемещение центра тяжести пилота в подвесной системе.

Пилот может перемещать свое тело в подвесной системе. Если пилот отклоняет корпус и ноги в в какую либо сторону, то ц.т. смещается в ту же сторону от плоскости симметрии параплана. Плоскость симметрии параплана накренится так, чтобы приблизить центр давления к вертикали, проходящей через ц.т. пилота, это возможно лишь с креном. Отсюда появление разворачивающего момента.  

 

Рис. 27

Складывания.

Т.к. параплан состоит из элементов работающих только на растяжение существуют случаи когда в результате турбулентности атмосферы или неправильного управления возникают силы нарушающие геометрию крыла.

Рассмотрим наиболее частые случаи.

При турбулентности возможно уменьшение угла атаки крыла до отрицательных значений. Это приводит к складыванию части или всего крыла.

При складывании части крыла происходит перебалансировка. Пилот пытается занять место под ц.д. работающей части крыла. При этом сложенная часть не создает подъемной силы, но создает сопротивление, которое создает момент рысканья. Из-за скольжения возникает момент крена. В результате система входит в вращение с увеличивающимся креном и скоростью.     Рис.28  

 

При симметричном складывании не происходит перебалансировки по размаху, значит нет вращения. После потери высоты происходит увеличение угла атаки и крыло снова принимает нормальную форму.

 

Срывы.

При превышении угла атаки критического значения происходит процесс нарастания и отрыва пограничного слоя, что ведет к резкому увеличению Сх и уменьшению Су. Срыв наступает при чрезмерном натяжении строп управления за границу статического срыва (рис. 29) или при незначительно затянутых клевантах, но при больших углах атаки за счет раскачки по тангажу (динамический срыв). Стоит заметить, чем резче затягивать клеванты, тем меньше ход управления до срыва потока. Это объясняется индуцированным вихрем, перемещающимся от задней кромки вперед против потока. (рис. 30)

Рис 29 Рис 30

 
 

 

 

 

Раскачка по тангажу и крену.

Раскачка по крену и тангажу может появляться в случае отсутствия динамической устойчивости. Так в случае если путевая статическая устойчивость существенно больше поперечной устойчивости, то прежде чем восстанавливающий поперечный момент крена вернет систему в балансировочное положение, превышающий его момент рысканья повернет систему в режим скольжения.

При малом сопротивлении параплана (присуще парапланам с диагональными нервюрами) при клевке вперед демпфирующий момент по тангажу может быть недостаточным. В результате длиннопериодическая фаза колебаний по тангажу может быть слабозатухающей. Устраняется активным управлением. В самом начале клевка крыла вперед следует кратковременно притормозить его натяжением клевант. Степень затягивания клевант должна зависеть от интенсивности клевка (иногда клеванты приходится затягивать дальше точки срыва соответствующей нормальному полету). Надо иметь в виду, что демпфировать клевок нужно в самой начальной стадии. Если крыло движется назад - отпускайте клеванты. Таким способом опытный пилот может избежать складываний даже в очень турбулентном воздухе и на большой скорости.

 

 

Сертификационные испытания .

До сегодняшнего момента существовали две системы сертификационных испытаний: AFNOR и DHV. Сейчас родилась новая система, собравшая в себя и AFNOR и DHV.

Они различаются по количествам тестов, методикой исполнения, количеством оцениваемых параметров. Программа DHV более полно оценивает параплан с точки зрения безопасности.

Тесты AFNOR DHV
1 Взлет есть есть
2 Прямолинейный полет, замеры скоростей есть есть
3 Выполнение разворотов   есть
4 Сваливание   есть
5 Фронтальное складывание есть есть
6 Несимметричное складывание есть есть
7 Несимметричное складывание с конт-торможением   есть
8 Срыв с симметричным выведением есть есть
9 Срыв с несимметричным выведением   есть
10 Штопор из балансировочной скорости   есть
11 Штопор из виража   есть
12 Крутая спираль есть есть
13 В-срыв есть есть
14 Посадка есть есть
15 В-срыв с медленным отпусканием есть  
16 Штопор из торможения есть  
17 Удерживаемая асимметрия есть  
18 Маневренность есть  

 


Похожие статьи:

  1. Arthropoda. Клещи. Систематика. Морфология. Медицинское значение.
  2. Arthropoda. Паукообразные. Систематика. Географическое распространение. Морфология. Скорпионы. Пауки. Медицинское значение.
  3. Arthropoda..Систематика.Насекомые.Морфология.Классификация.Медицинское значение.
  4. Arthropoda.Систематика.Блохи.Виды блох.Географическое распространение.Морфология,развитие,патогенное действие.Медицинское и эпидемиологическое значение.Меры борьбы.
  5. Arthropoda.Систематика.Мошки,мокрецы,слепни,оводы.Географическое распространение.Морфология,развитие,патогенное действие.Медицинское значение,меры борьбы.
  6. Arthropoda.Систематика.Тараканы и мухи.Географическое распространение.Основные представители.Морфология,развитие,патогенное действие.Медицинское знаение.Меры борьбы.
  7. Cимпатическая нервная система. Центральный и периферический отдел симпатической нервной системы.
  8. D) Система класифікації за підтримкою багато гілкового виконання програми.

Аэродинамика в природе и технике. DjVu

Фpaгмeнты книги

      ВВЕДЕНИЕ
      Стремительное развитие авиационной, ракетной и воздуходувной техники во многом связано с достижениями науки, называемой аэродинамикой.
      Рассматриваем ли мы движение самолёта, вертолёта, ракеты, пули, автомобиля, лопасти вентилятора, лопасти ветродвигателя, парашюта, а также полёт птицы, насекомого, летучей рыбы, белки-летяги, кленового семечка или явления водяного, песчаного смерча — везде, во всём этом многообразии мы встречаемся с аэродинамическим воздействием воздуха.
      Бесчисленны примеры в технике и в природе взаимодействия тел с воздушной или иной газовой средой.
      Что происходит в потоке воздуха или иного газа? Что получится, если в этот поток поместить тело, или, наоборот, тело заставить двигаться в неподвижной среде?
      Ответы на подобные вопросы даёт аэродинамика. Об основных закономерностях аэродинамики и об их использовании в технике и природе говорится в этой книге.
      С незапамятных времён люди с завистью следили за полётом птиц. Они видели, как легко летают птицы, ударяя крыльями о воздух, как парят птицы в воздухе на неподвижно распластанных крыльях. Этот пример в природе рождал мечту о полёте человека. Эту мечту осуществили русские учёные, исследователи и конструкторы, внёсшие большой вклад в изучение и покорение воздуха.
      Гениальный учёный, первый русский академик М. В. Ломоносов в 1754 г. на базе своих исследований впервые в истории разработал и построил вертолёт, предназначенный для подъёма в воздух созданных им метеорологических приборов.
      Большой вклад в развитие аэродинамики внёс и другой гениальный русский учёный Д. И. Менделеев. Его работы по сопротивлению жидкостей послужили основой для дальнейшего изучения явлений, связанных с движением тел в воздухе.
      В 1882 г. в России морским офицером А. Ф. Можайским был построен самолёт, совершивший первый в мире полёт. К сожалению, в те времена полёт Можайского не прославил его имени.
      Полёты в природе и технике весьма разнообразны и непосредственно связаны с аэродинамикой. Великий русский аэродинамик, проф. Н. Е. Жуковский, исследуя парение птиц и движение планёров, положил начало новой отрасли науки — динамике полёта.
      Он впервые в мире дал теорию крыла и воздушного винта, объяснив возникновение подъёмной силы, поддерживающей летящий самолёт в воздухе.
      Профессор Н. Е. Жуковский является создателем науки о полёте летательных машин. Он оставил человечеству много замечательных трудов по теории авиации, ветродвигателей, гребных винтов, полёта птиц, явлений смерча, вихрей и др.
      В 1918 г., по указанию В. И. Ленина, Н. Е. Жуковский создал Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), сыгравший исключительную роль в развитии современной авиационной техники.
      Ученик проф. Н. Е. Жуковского, академик С. А. Чаплыгин, по праву считается основоположником новой отрасли аэродинамики — аэродинамики больших скоростей, открывшей путь к достижению тех скоростей, с которыми движутся современные самолёты, ракеты, лопасти паровых турбин и воздушных нагнетателей.
      Академиком Б. Н. Юрьевым, также являющимся учеником Н. Е. Жуковского, проведены крупнейшие исследования в области теории и расчёта крыла, воздушного винта и вертолёта.
      Исключительно крупные исследования в области обтекания тел газом при больших скоростях проведены выдающимся советским учёным академиком С. А. Христиа-новичем. Кроме того, больших успехов в области аэродинамики добились советские учёные — профессора И. В. Остославский, Я. М. Серебрийский, А. А. Дородницын и другие.
      Таким образом, советские аэродинамики своими замечательными исследованиями помогли прославленным авиационным конструкторам А. Н. Туполеву, А. С. Яковлеву, С. В. Ильюшину, А. И. Микояну, С. А. Лавочкину и другим создать совершенные самолёты новых форм.
     
      КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ
      1. Воздушный океан
      Воздушный океан простирается над землей на огромную высоту. У поверхности земли (на уровне моря) давление и плотность воздуха достигают наибольшего значения. С высотой давление и плотность воздуха уменьшаются и на высоте 800 -ъ 1300 км атмосфера постепенно, незаметно переходит в очень разреженный межпланетный газ, плотность которого крайне ничтожна и составляет всего несколько десятков молекул на 1 см3.
      Плотность воздуха в движении тела играет значительную роль, а именно: чем больше плотность воздуха, тем больше величина воздействия воздуха на движущееся тело.
      В аэродинамике принято различать весовую и массовую плотности.
      Весовая плотность есть вес единицы объёма воздуха.
      Массовая плотность — это масса воздуха, находящегося в единице объёма. Насколько быстро падает плотность с высотой, видно из того, что на высоте 5 км плотность меньше, чем у земли в 1,6 раза, на высоте 20 км — меньше, чем у земли, в 15,6 раза. Из-за уменьшения плотности сопротивление всякого тела на высоте меньше,
      1 Очевидно, весовая и массовая плотность это не что иное, как удельный вес и плотность вещества, выраженные в технической системе единиц. В дальнейшем все расчёты и выводы, приводимые в книге, будут также даваться в технической системе единиц (м — кГ — сек).
      чем у земли. Так, ракета, летящая на высоте 12 км, где плотность в 4 раза меньше, чем на уровне моря, будет испытывать в 4 раза меньшее сопротивление, чем у земли, а на высоте 32 км сопротивление уменьшится в 100 раз. Отсюда видно, как выгодно летать на больших высотах.
      Воздух, как всякое газообразное тело, обладает незначительными силами взаимодействия между молекулами, много меньшими, чем силы взаимодействия молекул жидких тел.
      Молекулы воздуха всегда находятся в непрерывном беспорядочном движении. Давление газа принято рассматривать как суммарное - ~ .уг действие ударов движущихся моря, равное давлению столба воздуха высотой во всю толщу атмосферной оболочки. Давление такого столба уравновешивается давлением столба ртути высотой 760 мм при 0°С (рис. 1).
      Приборы для измерения давления называются манометрами. Манометры, измеряющие только атмосферное давление, называются барометрами.
      Как частицы воды у дна океана испытывают давление, большее, чем в верхних слоях, так и частицы воздуха в «воздушном океане» у поверхности земли подвержены большему давлению, чем частицы в вышележащих слоях. Нижние слои атмосферы сжаты весом всего воздуха, расположенного над ними.
      Рис. 1. Давление атмосферы уравновешивается столбом ртути высотой 760 мм.
      Скорость движения молекул и число ударов о препятствие зависят от температуры газа и количества молекул в единице объёма газа. В технике давление измеряют в кило-граммах-силы на 1 кв. см (кГ/см2). Давление в 1 кГ/см2 называется технической атмосферой и обозначается 1 аг. В физике за давление в 1 атмосферу (физическая атмосфера обозначается атм) принимается давление воздуха на уровне
      Для практических целей можно принять, что в нижних слоях тропосферы на каждые 100 м высоты давление уменьшается на 0,01 атм.
      Свойства атмосферы на одной и той же высоте не остаются постоянными. Давление воздуха у земли в наших широтах может колебаться примерно от 730 мм рт. ст. до 780 мм рт. ст., а температура от — 45° до +35° С. Меняется плотность воздуха, а с ней и аэродинамические силы, действующие на тело. Из-за этого результаты испытаний одних и тех же самолётов или моделей, произведённых в различное время и в различных местах, будут сильно отличаться друг от друга. Поэтому для удобства аэродинамических расчётов и для возможности сравнения результатов испытаний условились считать, что для данной высоты давление, температура, плотность и скорость распространения звука остаются постоянными, независящими от времени и места проведения испытания. В соответствии с этим была выработана таблица Международной стандартной атмосферы (MCA), в которой давление, температура, плотность воздуха, скорость звука, хотя и искусственны, но всё же остаются близкими к осреднённым данным, соответствующим летнему состоянию атмосферы средних широт. По таблице MCA на уровне моря принято: давление 760 мм рт. ст., температура t — 15°С, плотность
      р = 0,125 — — , скорость распространения звука 341 м/сек.
      Изменение этих величин по высотам видно из приводимой ниже сокращённой таблицы MCA.
      Атмосфера делится на тропосферу, стратосферу и ионосферу. Нижний слой атмосферы в умеренных широтах до высоты в среднем 9 -ч- 11 км называется тропосферой — в ней большое обилие облаков, ветров и гроз. Там происходят все метеорологические явления — это кузница погоды. Температура и давление в тропосфере по мере удаления от земли падают. Та часть атмосферы, которая расположена над тропосферой и поднимается до высоты около 80 -=- 90 км, называется стратосферой.
      Температура в ней на высоте 11 — 30 км около минус 50 -4- 60°, на высоте 30 -4- 55 км повышайся, достигая плюс 40 -4- 50° С, а затем вновь понижается и в верхних слоях стратосферы доходит до минус 70 -4-80° С. Б стратосфере водяные пары присутствуют в совершенно ничтожных количествах. Изредка в ней появляются облака. В стратосфере наблюдаются сильные ветры. Верхние слои атмосферы, начиная приблизительно с высоты 80 90 км и до высоты 800 -4- 1300 км называются ионосферой. 42 км с автоматически регистрирующей аппаратурой.
      В последнее время сильно возрос интерес к ионосфере, куда начинают проникать современные ракеты дальнего действия и искусственные спутники Земли.
      Для исследования высоких слоев атмосферы прибегают к различным методам. К ним относятся полёты метеорологических ракет, наблюдения за «падающими звёздами»-метеорами (130 -н 80 км) и полярными сияниями, полыхающими иногда на высотах до 1000-=-1200 км и радиофизические методы.
      2. Два уравнения аэродинамики
      Течение газа или жидкости выражается двумя важными уравнениями: уравнением неразрывности течения и уравнением Бернулли.
      Ознакомимся с ними на примерах.
      Уравнение неразрывности течения, или, как его иногда называют, уравнение постоянства расхода или сплошности потока.
      Посмотрим на реку, спокойно текущую по равнине. У реки в этом месте большая площадь поперечного сечения, или, как говорят, большое живое сечение. Но вот река входит в зажатое берегами русло, площадь её поперечного сечения уменьшается и бег ускоряется.
      Зададим себе вопрос: почему в узком месте река стала течь быстрее? Для этого поинтересуемся расходом воды, помня, что под словом расход понимается количество воды, прошедшее через данное поперечное сечение за единицу времени. Если вода течёт неразрывно и никуда в сторону не уходит, то расход воды у большого и малого поперечных сечений реки одинаков. Поэтому, чтобы через малое поперечное сечение прошло столько же воды, сколько и через большое, воде приходится ускорять свой бег.
      Так же, как вода в реке, ведёт себя поток жидкости или газа при движении по трубам или при обтекании различных тел. В узком месте движение ускоряется, в широком месте замедляется.
      В основе уравнения неразрывности лежит закон Ломоносова о сохранении вещества. Например, сколько воздуха вошло в аэродинамическую трубу, столько же должно из неё и выйти.
      Количество воздуха, вошедшее за 1 сек в канал трубы, подсчитать нетрудно. Для этого надо площадь поперечного сечения умножить на скорость и на массовую плотность воздуха (рис. 2).
      Таким образом, получим:
      т. е. скорость течения обратно пропорциональна площади поперечного сечения потока.
      Уравнение Бернулли. Этим уравнением широко пользуются при аэродинамических расчётах. Оно получено выдающимся учёным физиком и математиком, членом Петербургской академии наук Даниилом Бернулли (1700 — 1782).
      Уравнение Бернулли можно пояснить на примере суживающегося трубопровода, через который течёт газ (рис. 3).
      В узком сечении трубы скорость больше, чем в широком, поэтому в сужающейся трубе газ движется ускоренно. Ускоренное движение возможно только под действием силы. Эта сила создаётся разностью давлений. Следовательно, давление в широкой части трубы должно быть больше, чем в узкой.
     
      (...)
     
     
      Часть III. Аэродинамика в природе
     
      Мы привыкли отмечать аэродинамику в технике и часто не замечаем аэродинамических явлений в природе, а они встречаются в ней на каждом шагу. Попробуйте при прогулке в лесу или в поле понаблюдать природу: вот повисла в воздухе и скользнула в сторону стрекоза, с куста вспорхнула птичка и скрылась в чаще леса, высоко в небе, почти не взмахивая крыльями, парит ястреб. А вот подул ветерок, закружились и, поднявшись высоко в воздух, отправились в дальнее путешествие пушинки тополя и парашютики одуванчика.
      Все эти полёты в природе подчиняются законам аэродинамики. Ознакомимся с наиболее характерными примерами использования аэродинамики в природе.
     
      1. Полёт птиц
      С давних пор человека привлекал полёт птиц.
      Пытливый ум человека добился того, что человек с 1916 г. летает выше птиц — орла, грифа, кондора, залетающих иногда на высоту 6000 — 7000 м; что человек с 1912 г. стал летать быстрее птиц, в частности стрижа, летающего со скоростью 144 км/час. И, наконец, с 1924 г. человек летает без посадки дальше птиц, в частности дальше перелётных птиц ржанок, при благоприятных условиях пролетающих без посадки 3000^-3500 км (рис. 74).
      Птицы в воздухе выполняют всевозможные фигурные полёты. Они могут совершать вираж, глубокий разворот, «мёртвую петлю», обратную «мёртвую петлю»
      Рис. 74. Максимальные скорости, высоты и дальности, достигнутые на рекордных самолётах по годам. Пунктиром указаны рекорды самолётов, не превзошедшие лучших показателей у птиц, достигнутых при благоприятных условиях.
      и т. д. Человечество отняло у птиц и эту монополию. Начало этому было положено в 1913 г. выдающимся русским лётчиком, штабс-капитаном П. Н. Нестеровым, впервые совершившим вираж, глубокий разворот и «мёртвую петлю», по случаю которой петербургская газета от 28 августа 1913 г. сообщала: «Полёт русского лётчика вниз головой» (по телеграфу).
      «Киев. Сегодня в 6 часов вечера военный лётчик второй авиационной роты поручик Нестеров в присутстствии офицеров-лётчиков, врача и посторонней публики сделал на Ньюпоре на высоте 600 м «мёртвую петлю», т. е. описал полный круг в вертикальной плоскости, после чего спланировал к ангарам».
      Если учесть несовершенство и примитивность тогдашней авиационной техники и отсутствие парашюта, то можно понять всю смелость дерзновенного полёта русского лётчика.
      До настоящего времени человек не превзошёл птиц по экономичности полёта. Так, например, у самого наилучшего современного самолёта на одну лошадиную силу двигателя приходится около 14 кГ полётного веса, а у птицы кондора, который может поднять на воздух
      выми и кроющими перьями, образующими лёгкую и гибкую аэродинамическую поверхность. Если крыло птицы рассечь поперёк размаха, то мы увидим характерный аэродинамический профиль, как говорят, — птичий профиль (рис. 75,а). Этим профилем часто пользовались строители первых самолётов. Профиль крыла птицы весьма гибок и в зависимости от условий полёта может принимать различный вид, сильно меняя свою вогнуТоСть. Сплошное крыло птицы може! Стать многощелевым, обладающим большим коэффициентом подъёмной силы.
      Щелевое крыло, применяемое на некоторых самолётах (рис. 75, б), позаимствовано человеком у птиц.
      Для полёта любого аппарата нужна подъёмная сила и сила тяги. Они также нужны и для полёта птицы. Как известно, у самолёта эти силы создаются раздельно — подъёмная сила крыльями, а тяга — винтовым или реактивным двигателем. У птицы же подъёмная сила и сила тяги создаются совместно в одном месте и одним органом — машущими крыльями. Для создания указанных сил птица взмахивает крыльями и одновременно поворачивает их вокруг, оси, проходящей параллельно размаху крыла. Этот поворот (наклон) птице нужен для придания различных углов атаки крыльям, т. е. для различных встреч профиля крыла с воздухом. Полный взмах крыла делится на взмах вверх и взмах вниз. Весьма распространено ошибочное мнение, что только при взмахе вниз крылья совершают полезную работу, взмах же вверх бесполезен. Ниже мы увидим, что взмах вверх тоже является полезным. Разновидностей способов махания крыльями много; разберём один из них.
      Перед нами летит птица (рис. 76, а) в установившемся горизонтальном полёте. Опытами и наблюдениями установлено, что в этом случае направление махания близко к вертикальному. Поэтому истинное движение крыла относительно воздуха должно рассматриваться как равнодействующая, полученная от сложения двух направлений движений — движения крыла в вертикальной плоскости и поступательного движения крыла вместе с корпусом птицы в горизонтальной плоскости, равного скорости полёта птицы.
      При опускании (взмахе вниз) (рис. 76, в) равнодействующую скорость движения крыла получим, сложив по правилу параллелограмма вертикальную скорость крыла vy, направленную вниз, с горизонтальной скоростью vx, равной скорости полёта птицы. Получим истинное направление скорости и её величину:
      Исследования махания крыльями, произведённые известным советским учёным М. К Тихонравовым,
      показывают, что если крыло при опускании будет иметь положительный угол атаки а, то относительно направления скорости в этих условиях обтекания возникнет аэродинамическая сила R, направленная вверх и вперёд. Разлагая её по правилу параллелограмма на две силы,
      Рис. 76. Аэродинамические силы, действующие на крыло птицы.
      получим вертикальную силу, противодействующую весу птицы, и горизонтальную силу, направленную вперёд, т. е. тягу, тянущую птицу вперёд. Эта сила уравновешивает лобовое сопротивление птицы.
      При подъёме (при взмахе вверх) (рис. 76, б) крыло имеет вертикальную скорость vy, направленную вверх, и одновременно горизонтальную скорость vx. Складывая эти скорости, получим истинную скорость. Если крыло к направлению этой скорости расположено под положительным углом атаки а, то при таком обтекании возникнет аэродинамическая сила, направленная вверх и назад. Разлагая её, получим вертикальную силу, поднимающую птицу вверх, и горизонтальную силу, тянущую крыло назад — отрицательную тягу.
      Из рассмотрения взмахов видно, что птица получает поддерживающую силу как при опускании, так и при подъёме крыла. Тянущую же силу птица получает при опускании крыла, но она по величине перекрывает отрицательную тягу, в результате чего птица летит вперёд. Построенные модели с машущими крыльями, производящие взмахи по разобранному выше способу, успешно летали.
      Помимо машущего полёта, птица может совершать парящий полёт. Парящим полётом называется такой полёт, при котором птица может набирать или сохранять высоту, не прибегая к взмахам крыльев. Парящий полёт птицами совершается с широко распростёртыми крыльями. Парение птицами достигается за счёт использования различных восходящих потоков (рис. 77). Подчеркнём отличие парения от планирования. Как было сказано ранее, планирование — это полёт со снижением, при нём птицы, не пользуясь взмахами, с распростёртыми крыльями производят снижение.
      В зависимости от того, к какому способу полёта приспособлена птица, они делятся на птиц-парителей, малопарящих птиц и птиц-непарителей, летающих исключительно за счёт взмахов крыльями. Все дневные хищники — орлы, коршуны, ястребы, соколы, кондоры, грифы — и большая часть морских птиц — альбатросы, чайки, пеликаны и др. — являются прекрасными парителями. Непарящими птицами являются: горлица, воробей, колибри.
      Аэродинамические формы птиц весьма совершенны. Клюв, голова, шея плавно вытянуты по направлению полёта, ноги поджаты и почти не выступают из перьев, напоминая самолётное «убранное шасси». Переход крыла к корпусу плавен (особенно у чаек). Хвостовое оперение минимально.
      Современный планёр является летающим аппаратом, во многом позаимствованным у птиц-парителей. Взгляните на птиц/парителей, высоко летящих с распластанными крыльями. Как много у них общего с планёрами — большое удлинение крыльев, плавные линии, обтекаемый корпус.
      Планёру не хватает только гибкости крыла и тех приборов, которые заменили бы человеку чутьё птицы
      к восходящим потокам воздуха. Особенно планёры близки к морским парителям — альбатросам, чайкам, буревестникам. Заметим, что наиболее совершенной птицей в аэродинамическом отношении является альбатрос. Он имеет самый большой среди птиц размах крыльев, достигающий 4,2 м, и наибольшее удлинение крыльев, равное А. = 17,65 (рис. 78).
      Для сравнения птиц-парителей и .планёров приводим таблицу:
     
      Данные таблицы показывают близость таких вели? чин, как удлинение крыльев, удельные нагрузки на едцг ницу поверхности крыла, вертикальные скорости снижет рця при планировании в СПРВДЙРОМ воздухе у птиц-пари»
      телей и у планёров. Особенно сильно влияет на аэродинамические качества удлинение крыльев. У альбатроса оно достигает рекордной величины К = 17,65.
      Взлётно-посадочные качества птиц безупречны, за исключением тяжёлых водоплавающих птиц.
      Большинство птиц «висеть» в неподвижном воздухе не может, но некоторые птицы, как жаворонок, зимородок, пустельга и колибри, обладают этим свойством. Колибри могут «висеть» перед цветком, беря из него сок.
      Кстати, наибольшее число взмахов в секунду из всех птиц делает колибри — 38 взмахов.
      Наряду с посадочными и взлётными данными лётными характеристиками птицы являются: скорость,
      дальность и высота полёта. По наблюдениям наибольшей скоростью горизонтального полёта v= 144 км/час обладает стриж. Это не значит, что птицы в ином виде полёта не могут летать быстрее. В пикирующем полёте сокол-сапсан, преследуя добычу, развивает скорость до 360 км/час. В горизонтальном же полёте он развивает скорость 90 км/час.
      Наблюдениями с гор и самолётов установлено, что наибольшая высота полёта ворон и галок около 2000 м, жаворонка — 1900 м, журавлей — 4500 м.
      Птицы-парители, используя восходящие потоки воздуха, залетают на большие высоты. На Кавказе горные орлы (бородачи) поднимаются на высоту 5000 м. В Тибете грифы и кондоры летают на высоте около 7000 м.
      Дальность полёта без посадки у птиц весьма велика. Окольцовыванием птиц установлено, что при благоприятных условиях чибисы перелетали из Англии в Ньюфаундленд через Атлантический океан, покрыв расстояние в 3500 км, золотые ржанки днём и ночью летели из Новой Шотландии в Южную Америку, пройдя путь около 4000 км.
      Человек, научившись летать, раньше всего превзошёл птицу по скорости полёта, затем по высоте полёта и лишь позднее по дальности полёта. Полёты на дальность в сильной степени связаны с экономичностью полёта.
      Экономичность полёта летательного аппарата (в том числе и птицы) можно охарактеризовать отношением веса аппарата к мощности его двигателя. Это отношение называется коэффициентом нагрузки на единицу мощности. От него сильно зависят
      показатели летательного аппарата. Чем выше этот коэффициент, тем совершеннее летательный аппарат. Проведём сравнение по экономичности полёта между самолётом и птицей.
      Таблица 2
      Таблица 2 показывает, что наибольшей нагрузкой на лошадиную силу, а следовательно, и наибольшей грузоподъёмностью, обладают рекордные самолёты на дальность. Им приходится иметь с собой большой груз в виде горючего. Нагрузка на единицу мощности у них в среднем равна около 14 кГ/л.с.
      Нагрузка на 1 л. с. у различных птиц весьма велика и колеблется от 35 до 135 кГ/л. с., т. е. в Зч-б раз больше, чем у самолёта. Это подтверждает высокую экономичность полёта птиц и заставляет продолжать изучение летательного аппарата, где бы функции продвижения и поддержания были соединены в одном агрегате. Этим агрегатом являются крылья. Соединение указанных функций в одном агрегате является экономически выгодным.
      В летательном аппарате с машущими крыльями аэродинамически выгодно иметь гибкое крыло, позволяющее изменять форму его поперечного сечения, т. е. профиль крыла. Такое крыло можно наилучшим образом приспособлять к конкретным условиям обтекания.
      Машущий полёт в технике ещё не удалось воссоздать, хотя было сделано много попыток. Правда, отдельные модели с машущими крыльями летают. Не надо думать, что здесь мыслится слепое подражание природе, копирование полёта птиц. Бесплодны попытки тех, кто
      думает, что осуществить машущий полёт можно, прикрепив к спине человека крылья, подобные птичьим, и, взмахивая ими, оторваться от земли и лететь с помощью мускульных усилий. Осуществить машущий полёт возможно на аппарате, летающем при помощи взмахов крыльями, приводимыми в действие мотором.
     
      2. Полёт насекомых
      Считается, что из всех, известных в настоящее время видов живых существ приблизительно ZU их способны к полёту. Сюда входят птицы — их около 10 000 видов, летучие мыши — их около 600 видов и главным образом летающие насекомые — их насчитывается около 350 000 видов. К ним относятся стрекозы, бабочки, всевозможные жуки, мухи, комары, саранча, кузнечики и т. д.
      Полёт многих насекомых отличается большим совершенством. Было отмечено, что крупная стрекоза-дозорщик из семейства коромысел не отставала от самолёта, летевшего со скоростью 144 км/час. По другим данным у стрекоз отмечалась скорость полёта, равная 96 км/час. У бабочек бражников максимальная скорость полёта доходит до 54 км/час. Стрекозы, слепни, бражники по скорости полёта могут быть сравнены с некоторыми птицами. Громадное большинство других насекомых летает гораздо медленнее.
      Дальность полёта без посадки у некоторых насекомых, как например у саранчи, весьма велика. В данном случае имеется в виду перелёт саранчи через Красное море, при котором промежуточные посадки этих насекомых были невозможны. С промежуточными же посадками американская бабочка (Danais) при своих миграциях покрывает расстояние до 4000 км, как например при полёте из Мексики в Канаду и Аляску.
      Некоторые насекомые способны создавать достаточную для полёта аэродинамическую силу при подъёме на большую высоту, хотя плотность воздуха там значительно меньше. Так, например, бабочки црапивницы и стрекозы залетают в седловину Эльбруса на высоту 5300 м.
      Насекомые пользуются планирующим и машущим видами полётов. Некоторая часть их, как например поденки, может парашютировать. Для этого они, взлетев
      вертикально вверх на 1 2 м, останавливают крылья
      в несколько приподнятом состоянии и медленно опускаются вертикально вниз.
      Планирующий полёт у бабочек и стрекоз состоит в том, что они, прекратив махание крыльями, некоторое время скользят в воздухе, затем несколько раз ударяют крыльями и снова планируют.
      Отдельные насекомые могут планировать в течение 4 — 5 минут, а стрекозы даже парить, используя восходящие потоки воздуха от нагретой земли. Однако планирующий вид полёта, а тем более парящий полёт, у насекомых встречается редко.
      Машущий полёт является основным видом полёта насекомых. Число взмахов в секунду сильно колеблется. У некоторых насекомых взмахи столь часты, что они сопровождаются гудением, жужжанием и писком.
      Число взмахов в секунду:
      бабочки капустницы — 9 взмахов в секунду
      стрекозы — 80 — 100 » » »
      Комары «толкунчики», рой которых часто вьётся столбом, предвещая хорошую погоду, делают около 800 взмахов в секунду.
      Управление полётом осуществляется исключительно посредством изменения углов наклона плоскости махания крыльев и изменением углов атаки крыла. Всякого рода «воздушные рули» в полёте у насекомых отсутствуют.
      Большинство насекомых прекрасно маневрируют в воздухе. С полного хода они могут резко повернуть в сторону. У некоторых видов мух и других насекомых это достигается внезапным прекращением работы крыльев той стороны тела, куда насекомое должно повернуть, 4Td вызывает своего рода резкий и далёкий прыжок летящего насекомого в сторону. Управляемым полётом хорошо владеют стрекозы: они при охоте за мелкими летающими насекомыми или драке между собой могут резко отклоняться в сторону и, следуя друг за другом, в точности повторять маневры впереди летящего насекомого. Кроме этого, стрекоза, преследуя ускользающую от неё вверх добычу, может взлетать на короткое расстояние вверх почти вертикально.
      Не присаживаясь на цветок и запуская на лету в него хоботок, бражник может долгое время «висеть»
      стороны в сторону, то удаляясь от него, то, наоборот, приближаясь, подобно тому, как это делают крохотные птички колибри.
      Некоторым насекомым доступен полёт назад, а также «стоячий полёт», при котором их туловище неподвижно висит в воздухе. У мух, сирфид и пчёл в это время энергично работают крылья, оставляя в воздухе силуэт в виде двух туманных полукругов. Из этого положения насекомое от времени до времени может внезапно перескочить в сторону так быстро, что уловить это1 глазом невозможно; можно лишь убедиться, что насекомое из прежнего места исчезло и появилось вновь в другом месте.
      Наряду с этим часть насекомых плохо управляет своим полётом. Не умея в короткое время создать должную аэродинамическую силу, способную изменить направление полёта, они часто налетают на различные препятствия. К таким относятся навозные жуки, жуки-дровосеки и др. Крылья насекомых сплошные, поэтому они ближе к самолётным чем к птичьим. Они представляют собой гибкие, эластичные, чаще всего прозрачные хитиновые пластинки, имеющие в продольном направлении утолщения — жилки, играющие роль самолётных лонжеронов. В поперечном направлении также имеются жилки, укрепляющие крыло. Жилки прочнее
      перед цветком, покачиваясь из других частей крыла, состоят также из хитина и наиболее концентрированы у передней кромки крыла.
      Аэродинамический профиль машущих крыльев и их очертания в плане показаны на рисунках 79, 80.
      I Размах крыльев у насекомых колеблется в больших пределах, начиная примерно с 2 мм и достигая у самого длиннокрылого насекомого — у американской бабочки «тизании» — 300 мм.
      У ископаемых насекомых аэродинамические поверхности были ещё больше. Например, у стрекозы, найденной советским палеонтологом Ю. М. Залесским в пермских отложениях на Урале (Вишера), размах крыльев достигал 1,15 м.
      Как и всякому летательному аппарату, для полёта насекомого нужна подъёмная сила и тяга. Эти аэродинамические силы создаются крыльями. Аэродинамика полёта насекомых в настоящее время изучена мало, меньше, чем аэродинамика птиц.
      В отличие от птиц плоскость махания крыльев у насекомых значительно отклоняется от вертикали.
      В полёте движение конца крыла можно рассматривать двояко. С одной стороны, крыло перемещается относительно тела, с другой стороны, конец крыла перемещается относительно горизонтальной поверхности. Относительно тела крыло описывает своим концом характерную кривую в виде цифры восемь (рис. 81). При обычном горизонтальном полёте ось этой кривой наклонена к горизонту в среднем приблизительно на 45°. Для исследования восьмёркообразной кривой приклеивались
      Рис. 80. Форма и количество крыльев у насекомых.
      Кусочки сусального зблота к концу крыла осы, закрепляли ее неподвижно и заставляли работать крыльями под прямыми лучами солнца. В воздухе блестящее золото вычерчивало восьмёрку подобно тому, как это получается, когда горящим углем быстро машут в темноте.
      По отношению к неподвижному наблюдателю крыло описывает своим концом волнообразную кривую, по своему виду напоминающую синусоиду (рис. 82).
      В разных точках кривой, которую описывает машущее крыло, резко меняется наклон пластинки (профиля) крыла. При движении крыла вниз и одновременно вперёд наклон очень мал, крыло почти горизонтально. В восходящей части кривой (при взмахе вверх) наклон резко меняется и профиль крыла располагается почти вертикально. Ось вращения профиля близка к передней кромке крыла.
      Рис. 82. Кривая, описываемая концом крыла насекомого.
      Для выяснения аэродинамических сил, возникающих при машущем полёте, необходимо знать углы, под которыми находится профиль крыла, относительно направления движения.
      При взмахе, т. е. при движении по нисходящей линии синусоиды, в её нижней части профиль крыла, приобретая всё увеличивающийся угол атаки, испытывает большую аэродинамическую силу.
      Крыло при взмахе вверх, т. е. переходя на восходящую линию синусоиды, резко меняет своё положение, переворачиваясь по оси переднего края и двигаясь с большей быстротой, чем при взмахе вниз, толчками получает силу тяги.
      Таким образом, при движении вниз крыло, обладая подъёмной силой, поддерживает тело в воздухе; при движении крыла вверх крыло создаёт силу тяги.
      В целях дальнейшего изучения полёта насекомых проводились интересные опыты над стрекозами по замене их собственных крыльев крыльями «протезами». Для этого у стрекозы обрезались все четыре крыла, оставались лишь маленькие культи, на которые наклеивались гуммиарабиком крылья другой стрекозы. Несмотря на такое механическое соединение крыльев, стрекозы продолжали несколько хуже, но все же летать.
      В настоящее время исследования полёта насекомых и птиц успешно осуществляются с помощью скоростной киносъёмки, которая производится в специальных помещениях — инсектариях. Замедленный просмотр результатов съёмки позволяет внимательно проследить за процессом махания, за малейшими поворотами и изгибами крыльев насекомых.
     
      3. Полёт млекопитающих, рыб и растений
      Некоторые млекопитающие и рыбы могут летать по воздуху. Для этого у них есть аэродинамические поверхности. У одних они развиты сильно, у других менее заметно. К животным, у которых аэродинамические поверхности сильно развиты и являются главными органами передвижения, относятся представители группы рукокрылых — летучие мыши и крыланы. Особенно многочисленны разновидности летучих мышей. К ним относятся: ночевки, ушаны, нетопыри, а также вампиры, водящиеся в лесах Южной Америки и питающиеся насекомыми и соками плодов. Крыланы, или, как их иногда называют, летучие собаки, обитают в тропической части Америки, в Индии и в Австралии.
      Животными, у которых аэродинамические поверхности развиты слабо и служат только вспомогательными органами, являются: простые белки, белки-летяги, водящиеся в лесах Сибири (рис. 83), австралийские белки-летяги, шерстокрылы (рис. 84), живущие на островах Индийского океана, и когуаны, иногда называемые летучими маки. Их пассивные, не машущие, аэродинамические поверхности позволяют им после прыжка совершать только планирующий полёт.
      Обыкновенная белка имеет пушистый хвост, обладающий относительно большой аэродинамической поверхностью. Им белка ловко пользуется при прыжках с ветки на ветку. Возникающая на распушённом хвосте аэродинамическая сила удлиняет и стабилизирует прыжок и до некоторой степени позволяет белке управлять своим прыжком. Обыкновенная белка совершает прыжки длиной около 10 м, а вот белка-летяга прыгает в длину на 40 и- 50 м. Как ей это удаётся? Оказывается, увеличение дальности прыжка в 4 -г- 5 раз стало возможным благодаря наличию у белки-летяги увеличенной аэродинамической поверхности.
      У сибирской белки-летяги по бокам туловища между передними и задними лапками имеются перепонки, покрытые пушистым мехом. Белка-летяга, делая прыжок с дерева, раскрывает перепонки и дальше летит в распластанном виде, с сильно увеличенной аэродинамической поверхностью. В воздухе на этой поверхности создаётся достаточная подъёмная сила, позволяющая белкам-летягам совершать планирующие полёты.
      Белка-летяга при помощи своих аэродинамических поверхностей может немного изменять направление своего полёта, выбирая для посадки более удобное и безопасное место. Перед посадкой она несколько изменяет свой угол атаки, поднимается немного вверх и, теряя скорость, смягчает посадочный толчок.
      Все эти качества помогают белке-летяге успешнее ускользать от своих врагов — куницы, ласки и др.
      У другого животного — когуана — перепонки имеются не только между передними и задними лапами, но также между шеей и передними лапами и между хвостом и задними лапами. Отмечен случай прыжка когуана с высоты 14 м на длину 70 м.
      Рис. 85. Летучая мышь и её крыло.
      С аэродинамической точки зрения у рассмотренных животных мы не обнаруживаем тех совершенств, которые имеются у птиц и некоторых насекомых. Эти животные не могут парить или совершать машущий полёт. Они могут только планировать. Другое дело такие животные, как летучие мыши и крыланы. Особенно летучие мыши. У них хорошие аэродинамические формы. Они прекрасные летуны. У летучих мышей и крыланов кожные перепонки имеются не только между туловищем и конечностями, но также между весьма длинными пальцами передних конечностей, образующих крылья. Крылья летучих мышей имеют удлинение К = 6 -г- 8 (рис. 85). Летучие мыши и крыланы летают при помощи взмахов крыльями. Полёт летучих мышей лёгок и быстр. Они хорошо маневрируют в воздухе, а некоторые из них, как ушан, могут висеть в воздухе на одном месте подобно птицам — зимородку и пустельге. Летучие мыши могут совершать большие перелёты и подниматься на высоту до 2000 м. Обладая хорошими лётными качествами, летучие мыши интересны и тем, что имеют сплошное крыло, образованное не перьями, а голыми сплошными перепонками. Это лишний раз доказывает, что полёт с помощью взмахов крыльями можно совершать не только на крыльях, покрытых перьями, но и на сплошных и что машущий полёт не является монополией пернатых.
      Крыланы также имеют перепончатые крылья, подобные крыльям летучих мышей, но эти животные значительно больше по размерам. Размах крыльев у их представителей — калонга (рис. 86) достигает 1,5 м, а у будуля — 1,25 м. Они неплохие летуны и могут совершать полёты до 150 км (рис. 87).
      Моряки, плавающие в Средиземном море и тропических частях Атлантического и Индийского океанов, часто бывают свидетелями любопытных зрелищ: из воды поднимаются стаи рыб и, как птицы, уносятся вдаль и снова скрыраются в волнах. Иногда сильный порыв
      Рис. 87. На утренней заре тысячные стаи калонгов летят на ночлег.
      9 Зек. щт.
      ветра забрасывает их на палубу проходящего корабля. Если рассмотреть такую рыбу, то в глаза бросается большая длина грудных и хвостовых плавников (рис. 88). Расправленные грудные плавники по форме напоминают удлинённые крылья, обладающие сравнительно большой площадью, на которой при полёте летучей рыбы в воздухе возникают аэродинамические силы. Летучая рыба, предварительно разогнавшись в воде, сильным движением хвоста вырывается в воздухе и, пользуясь распростёртыми плавниками, как крыльями,
      Рис. 88. Летучие рыбы.
      совершает пологий планирующий полёт. Этот полёт летучей рыбе нужен для защиты от преследования морских хищников — акул, касаток и др.
      Полёт летучей рыбы стабилизируется хвостовыми плавниками. Аэродинамические поверхности летучих рыб не активны, как у птиц, и не обладают удовлетворительной управляемостью; поэтому летучих рыб часто можно видеть заброшенными ветром на палубу корабля.
      Удлинение «крыла» у летучих рыб колеблется от 7 до 22, а удельная нагрузка, приходящаяся на единицу поверхности «крыла», равна 10 -т- 30 кГ/м2. Полёты летучие рыбы совершают со скоростью около 30 км/час, поднимаясь при этом до 3 м. Дальность полёта летучих рыб достигает 100 -г- 150 м, редко больше. Продолжительность пребывания в воздухе равняется 10 -г 18 сек.
      Аэродинамические поверхности встречаются не Только у птиц, животных и рыб, но и у некоторых семян деревьев и растений. Ими растительный мир пользуется для увеличения дальности разлёта созревших семян.
      Семена клёна (рис. 89), иногда называемые «носиками», имеют сравнительно большую аэродинамическую поверхность в виде двух, симметрично расположенных лопастей. Лопасти семечка клёна имеют некоторую аэродинамическую закрутку. Поэтому, падая на землю,
      они совершают быстрое вращательное движение, несколько напоминая авторотацию (самовращение) вертолётного несущего винта, При таком вращении аэродинамические силы увеличивают время падения семечка, а следовательно, увеличиваются шансы на относ ветром семечка в сторону.
      Семя ясеня в отличие от клёна имеет одну длинную лопасть, тоже вращающуюся при падении созревшего семечка. Семена берёзы имеют по бокам два лёгких симметричных крылышка. Лёгкие семена тополя окружены маленьким пухообразным комочком. Эта своеобразная аэродинамическая поверхность увеличивает площадь сопротивления воздуха и позволяет семенам тополя в тёплые сухие дни подниматься высоко в воздух и долго парить, далеко улетая от родного дерева.
      Аэродинамические поверхности имеются у семян одуванчика, чертополоха, мать мачехи, рогоза и т. д. Природа придала этим семенам лёгкую пушистую аэродинамическую поверхность, обладающую большой парусностью (рис. 90).
      Рис. 90. Аэродинамическая форма семян одуванчика и рогоза.
      В атмосфере всегда есть передвижения воздуха величиной от малейших дуновений до сильного ветра. Они-то, воздействуя на поверхность созревшей шапки
      одуванчика, раздувают её и создают аэродинамические силы, уносящие на многие километры семена-путешественники.
      Полёт опушённых семян напоминает редкий случай, когда группа парашютистов, прыгнув с самолёта близ г. Минска, попала в болтанку, насыщенную сильными восходящими потоками, стала подниматься вверх и скрылась в облаках. Парашютистам удалось приземлиться лишь за 14 км от предполагаемого места приземления.
      На опушённое семечко слабые дуновения производят такое же воздействие, как мощные восходящие потоки в случае с парашютистами.
      Воздушные течения не только несут семена по воздуху, но и перемещают их по поверхности земли. У ели и сосны семечко снабжено одним прозрачным крылышком. В зимнее время с помощью этого крылышка семечко под воздействием ветра быстро, как буер, скользит по насту, передвигаясь на десятки километров от материнского дерева (рис. 91).
      У степных растений — курай, рогачку, качима, катрана и др. — (рис. 92), известных в народе под именем «перекати-поле», само семечко не имеет аэродинамической поверхности, но зато высохшие стебли этих кустов образуют шарообразную форму, представляющую
      Рис. 91. Аэродинамическая форма семян сосны и ели.
      собой значительную аэродинамическую поверхность. Осенью такие растения под действием ветра отламываются у корня и перекатываются ветром на сотни километров, по дороге.высеивая свои семена.
     
      4. Аэродинамические явления в атмосфере
      Над поверхностью земли постоянно наблюдаются воздушные течения. Они крайне разнообразны и могут быть как слабыми дуновениями ветерка, так и наводящими ужас тайфунами, разрушающими всё на своём пути7
      Солнце неравномерно нагревает земную поверхность благодаря её неоднородности (моря, суша, горы, степи, леса), это и является основной причиной возникновения местных воздушных течений. Более нагретый воздух, расположенный над обнажённой землёй, сухими степями, песком и скалами, расширяется и поднимается вверх. Наверху начинается движение в сторону холодного воздуха, находящегося над лесами, болотами, водными пространствами и т. д. А в нижнем слое менее нагретый воздух направляется в сторону тёплого.
      Кроме того, мощные воздушные течения возникают вследствие большого нагрева земного шара у экватора по сравнению с полярными областями.
      Течения бывают горизонтальными и вертикальными, их направление и скорость часто меняются, особенно при обтекании всевозможных препятствий. При этом движение становится беспорядочным и поток насыщается вихрями больших или малых размеров. Наблюдать вихревое движение приходится часто. При случае понаблюдайте завихрённое движение воды за устоями мостов или бурлящую полосу воды за гребным винтоМ моторной лодки.
      В чистом воздухе вихри невидимы, тем не менее их можно наблюдать, когда они кружат дорожную пыль, сухие листья или пушинки ив и тополей.
      Встречающиеся в природе циклоны также являются вихрями, только колоссальных размеров.
      Иногда в месте встречи двух различных по температуре и скорости воздушных масс возникают вращающиеся столбы воздуха, поперечник которых достигает десятков и даже сотни метров. Одновременно столб несётся вперёд. Воздух в нём вращается вокруг вертикальной оси и при этом перемещается вверх. Скорость движения внутри него около 100 м/сек (рис. 93). При столь быстром вращении воздуха внутри вихря возникают центробежные силы, благодаря чему воздух там разрежен и давление понижено. Когда такой столб приближается к воде, то засасывает её в себя, образуя колоннообразную вращающуюся массу воды. Такой вихрь носит название водяного смерча, а вихрь, проносящийся над сушей, — тромба. Водяные смерчи образуются на морях (рис. 94), озёрах и реках. Особенно эффективны, но вместе с тем и опасны громады водяных смерчей на море. В старину при приближении водяного смерча к парусному судну полагалось расстреливать его из пушек.
      Кроме водяных, бывают ещё и песчаные смерчи.
      Рис. 93. Схема смерча.
      Вместе с водой смерч втягивает в себя все достаточно лёгкие предметы: рыб, медуз, раков, лягушек и другие мелкие существа и водяные растения.
      Когда смерч выходит на сушу, он превращается в воздушный смерч, часть же втянутых и высоко поднятых предметов и воды продолжает под действием
      Рис. 94. Смерч на Охотском море.
      вихря оставаться на высоте. Позднее, когда смерч пройдёт некоторое расстояние и интенсивность его ослабнет, они падают на землю вместе с дождём. Иногда это происходит в большом отдалении от воды.
      Такой случай произошёл в 1933 г. на Дальнем Востоке, в 50 км от Тихого океана: вместе с дождём падали морские медузы. Позднее, в 1949 г., в Новой Зеландии был обильный дождь с тысячами морских рыбок, причём произошло это на расстоянии около 20 км от берега.
      В природе смерчи — частое явление; так, например, в Америке за год проходит около ста пятидесяти смерчей, причиняя смерть в среднем за год более чем 200 человекам и большой материальный ущерб. Вот одно из описаний смерча.
      «Весь день 8 июня 1953 г. тяжёлый гнетущий зной стоял над штатами Мичиган и Огайо. С юга неслись тёмные кучевые облака. Они затянули небо сплошной свинцово-серой пеленой. Температура сильно поднялась.
      Слой раскалённого воздуха, как одеяло, покрывал землю. Поверх же этого «одеяла» дули прохладные ветры с северной части Скалистых гор. Чёрные грозовые тучи протянулись до побережья озёр Гурон и Эри. И вдруг в разных местах из туч свесились до земли 6 хоботообразных воронок. То были смерчи, или, как их называют в Америке, торнадо. В 8 ч. 30 м. вечера в несколько мгновений множество жилых домов было обращено в руины».
      В одной из книг Н. Е. Жуковского, который посвятил много замечательных трудов изучению вихревого движения, описана установка для получения искусственного смерча. В этой установке над чаном с водой размещается на расстоянии 3 м полый шкив диаметром 1 м, имеющий несколько радиальных перегородок (рис. 95). Если шкив привести в быстрое вращательное движение, то он начнёт закручивать столб воздуха. Внутри крутящегося столба воздуха, т. е. внутри воздушных вихрей, давление понижено, а следовательно, вода, находящаяся под этим столбом, устремится вверх и одновременно из-за наличия трения о крутящийся воздух придёт во вращательное движение.
      Аналогично водяному смерчу искусственно можно создать и песчаный смерч.
      Из большого числа видов воздушных течений большой интерес представляют восходящие и нисходящие потоки. В атмосфере вертикальные течения образуются как в результате неравномерного нагрева поверхности Земли, так и вследствие разнообразного рельефа местности. Горизонтальный поток воздуха, встречающий на своём пути возвышенность, отклоняется ею вверх. За возвышенностью поток будет снижаться.
      Восходящие и нисходящие потоки могут ещё образовываться в области грозовых и кучевых облаков, достигая скорости 10-4-30 м/сек. Кучевые облака — это вершина восходящих воздушных потоков.
      Законы образования воздушных течений необходимо знать пилотам планёров, самолётов и вертолётов.
      При полёте в восходящих и нисходящих течениях самолёты испытывают сильную «болтанку». При встрече с такими потоками резко и часто меняются углы атаки крыльев. Так, например, если самолёт летит под углом атаки 1° со скоростью 100 м/сек и под него поддул восходящий поток со скоростью 20 м/сек, то угол атаки увеличится в 12 раз (рис. 96). Если на тот же самолёт
      V гор.
      Рис. 96. Изменение угла атаки самолёта при полёте: а — в восходящем потоке, б — в нисходящем потоке.
      подействует нисходящий поток со скоростью 20 м/сек, то угол атаки уменьшится, примет отрицательное значение, при котором подъёмная сила станет отрицательной и самолёт начнёт проваливаться.
      Таким образом, изменение углов атаки влечёт за собой резкое изменение аэродинамических сил, что вызывает сильные толчки, подбросы и провалы самолёта.
      Эти явления часто и неправильно объясняют наличием в воздухе каких-то «воздушных ям». У человека, летящего на самолёте, воздушная «болтанка» вызывает ощущение, близкое к тому, что испытывают при качке на море.
      В таких, резко меняющихся условиях, особенно у передних кромок грозовых облаков, летать опасно. Самолёт может разрушиться. По имеющимся лётным наставлениям грозовые облака надо обходить.
      Другим интересным явлением в атмосфере, относящимся к аэродинамике больших скоростей, является полёт в ней метеоритов. Полёт метеорита можно видеть в ясную ночь, когда внезапно на небе появляется яркая «падающая» звезда. Она беззвучно прочерчивает светящийся след среди неподвижных звёзд и так же тихо исчезает.
      Метеоритные тела бывают размером от мельчайших крупинок до крупных металлических и каменных глыб.70 000 м/сек.
      Сколь велико аэродинамическое торможение даже при полёте в очень разреженном воздухе, видно из того, что скорость метеорита на высоте 40 км за 1 сек иногда уменьшается с 55 до 40 км/сек.
      Мелкие метеоритные камни весом в несколько граммов встречают в воздухе огромное сопротивление, полёт замедляется и их кинетическая энергия переходит в тепловую. Такие метеориты раскаляются, испаряются и, превращаясь в газы, оставляют за собой светящийся след.
      Крупные метеориты, если они не успевают рассыпаться в воздухе, израсходовав кинетическую энергию на преодоление сопротивления воздуха, в конце пути замедляют полёт. Зона, где задерживается полёт метеорита, называется зоной задержки. Из неё метеорит падает на Землю, как обычно брошенный с большой высоты камень, достигая при встрече с Землёй скорости 100-г-200 м/сек.
      Из ознакомления с аэродинамикой больших скоростей (ч. I, § 5) мы знаем, что перед телом, например, перед пулей, снарядом, летящим со сверхзвуковой скоро

Влияние формы кузова на аэродинамику автомобиля


     Статьи на общие темы
Об автомобильных чехлах
Про противоугонные системы
Про свечи зажигания
Выбор щёток стеклоочистителя
Oбщая презентация нового Symbol

    Аэродинамика автомобиля
История автомобильной аэродинамики
Взаимодействие автомобилей с воздушной средой
Влияние формы кузова на аэродинамику
Аэродинамика колеса
Аэродинамика подднищевой зоны
Внутренняя аэродинамика
Аэродинамика конструктивных элементов кузова

Для решения поставленной задачи были проведены параметрические испытания крупномасштабной модели автомобиля в аэродинамической фубе. Модель имела полное геометрическое подобие с натурным автомобилем. Для соблюдения кинематического подобия, параметрические испытания проводились в зоне «автомодельное™», где аэродинамические характеристики модели практически не зависят от числа Рсйнольдса (Re). Методика модельных аэродинамических исследований включала получение опытных данных, устанавливающих влияние каждого из рассмотренных выше параметров кузова на величину коэффициента Сд. модели автомобиля.

Результаты проведенных аэродинамических испытаний представлены ниже в виде графических зависимостей.

На рисунках 6.7 - 6.11 представлены зависимости снижения коэффициента сопротивления Сх модели автомобиля от угла наклона облицовки радиатора, крышки капота, ветрового стекла, радиуса закругления фронтальных кромок капота и удлинения кузова.

Рис. 6.7. Зависимость приращения коэффициента Сх автомобиля от угла наклона облицовки радиатора

Рис. 6.Н. Зависимость приращения коэффициента (автомобиля от угла наклона крышки капота

Рис. 6.11. Зависимость приращения коэффициента Сх автомобиля от его относительного удлинения

Па рисунке 6.12 приведена зависимость коэффициента Сх автомобиля от угла наклона задней панели кузова.

Рис. 6.12. Зависимость коэффициента С, автомобиля от угла наклона задней панели кузова: линия - расчет. точки - эксперимент

Имеющие место на рис. 6.12 характерные точки перегиба кривой, зависимости коэффициента аэродинамического сопротивления от угла наклона задней панели кузова, соответствуют строго зафиксированным значениям угла у лишь тогда, когда переход от крыши к поверхности задней панели выполнен в виде острой кромки (без закругления). Если же этот переход выполнен со округлением радиусом R'k, то переходная область, характеризующаяся пульсирующим изменением положения линии отрыва. перемещающейся с задней кромки крыши на нижнюю кромку задней наклонной панели, ограничивается диапазоном 25° < у < 30°.

Исследование влияния формы прилегающих к задней кромке крыши поверхностей кузова на коэффициент Сх проводилось при неизменном контуре боковины модели автомобиля. Если сопряжение крыши с наклонной задней панель кузова выполнено в виде острой кромки, то линия отрыва потока располагается выше разъема задней двери, но при этом не сопровождается заметным изменением коэффициента Сх. При сильном закруглении задней кромки крыши линия отрыва потока смешается назад и коэффициент С, уменьшается на 9%. Снижение коэффициента Сх можно объяснить увеличением базового давления в вихревом следе за моделью автомобиля.

Рис. 6.13. Зависимость снижения коэффициента С \ ивтомоонля от степени заужения кормовой части кузова: Вк; в - исходная ширина кузова и величина его заужения

На рисунке 6.13 показана зависимость снижения коэффициента С, автомобиля от степени заужения кормовой части кузова. Видно, что за счет уменьшения длины спутного следа за автомобилем наблюдается заметное снижение его аэродинамического сопротивления.

Как показали испытания, аэродинамическое сопротивление модели автомобиля с плоским днищем от угла тангажа кузова, наличие отрицательного тангажа позволяет увеличить скорость потока в подднищевой зоне, что приведет к снижению давления на днище и уменьшению подъемной силы (индуктивного сопротивления). а следоввательно, аэродинамическог сопротивления. Наклон модели (отрицательный тангаж) на 1° снижает аэродинамическое сопротивление модели на 4% (рис. 6.14).

Рис. 6.14. Зависимость снижения коэффициента Сх модели автомобиля от угла тангажа кузова

Дополнительно была испытана модель легкового автомобиля с плоским днищем при различной величине дорожного просвета. Испытания при различной величине дорожного просвета показали, что уменьшение его до определенного значения снижает коэффициент Сs модели. Это связано со снижением расхо-

Рис. 6.16. Возможности снижения коэффициента С, легкового автомобиля за счет совершенствования формы кузова

Несмотря на заметные успехи в области теоретической аэродинамики и прикладной математики, чисто расчетное определение достоверных значений аэродинамических коэффициентов применительно к автотранспортным средствам пока еще существенно затруднено в физическом и математическом аспектах этой проблемы, в том числе из-за недостаточно высокого уровня развития отечественной вычислительной техники, а разработка самих численных методов находится в стадии развития. В настоящее время посредством решения краевых задач либо на основе точных уравнений движения вязкой жидкости, либо на основе приближенных уравнений, полученных из точных путем исключения групп отдельных слагаемых, может быть аналитически изучен лишь ряд случаев ламинарного обтекания тела в полном объеме. Что касается турбулентного обтекания, а именно оно типично для АТС, то существующие теории турбулентности в данный момент не позволяют описать характер течения в отдельных зонах посредством краевых задач на основе каких либо дифференциальных уравнений.

В связи с изложенным основным методом аэродинамического проектирования автомобиля до сих пор остаются экспериментальные исследования в аэродинамических трубах путем постановки мпогофакторного эксперимента с использованием математического метода его планирования и последующей аппроксимацией полученных результатов. Это направление аэродинамических исследований обеспечивает достаточно высокую точность в сочетании с возможностью объяснения физической сущности характера влияния конструктивных параметров кузова на обтекаемость автомобиля. Необходимо отметить, что особенно сложный характер носит обтекание головной и кормовой части автомобиля, а также его подднищевой зоны и подкапотного пространства. Поэтому здесь не могут быть использованы численные методы, используемые в авиационной аэродинамике, а также применяемая для аналитического описания обтекаемости скоростных железнодорожных поездов известная полуэмпирическая теория турбулентных течений по пути перемешивания Прандтля. На основное течение воздушного потока вокруг серийного автомобиля частичные пульсационные движения потока

В таблице 6.1 приведены расчетные формулы, связывающие приращение коэффициента Сх автомобиля с представленными на рис. 6.17 параметрами кузова.

Рис. 6.17. Основные конструктивные и установочные параметры кузова, влияющие на обтекаемость автомобиля: S. ф, у, 1|/ - углы наклона облицовки радиатора, крышки капота, ветрового и заднего стекол; RK. - радиусы закругления фронтальных кромок капота и крыши; , h - угол тангажа кузова и расстояние его от днища до дороги; Ь, /з - величина заужения кузова и его длина; L,„ Иа, На - длина, ширина и высота автомобиля

Таблица 6.1

Взаимосвязь аэродинамического сопротивления автомобиля _с конструктивными параметрами кузова_

увеличения сопротивления по сравнению с сопротивлением гладкой пластины. Понятие допустимой высоты шероховатости весьма важно с практической точки зрения, гак как позволяет' определить, к какой степени гладкости кузова скоростного автомобиля следует стремиться при его технологической обработке с целью уменьшения сопротивления трения. Значение допустимой величины шероховатости для плоской пластины может быть определено посредством следующей формулы:

Рис. 6.18. Предельные величины шероховатости поверхности модели, при которых не происходит увеличение ее аэродинамического сопротивления: А - зона отсутствия влияния шероховатости поверхности; Б - зона частичного влияния шероховатости поверхности: В - зона значительного влияния шероховатости поверхности

противления автомобиля: сопротивления формы, сопротивления внутренних потоков, индуктивного сопротивления и дополнительного сопротивления выступающих на поверхности кузова мелких деталей.

Таблица 6.2

Коэффициент

Модель автомобиля

Фирма-изготовитель

аэродинамического

сопротивления С*

Eltec

Ford. США

0,315

Junior

Opel. ФРГ

0,310

Auto-2000

Audi. ФРГ

0.285

Topolino

Fiat, Италия

0,280

Mersedes-Benz-2000

Deimler-Benz, ФРГ

0.280

V.E.S.T.A.

Renault, Франция

0,250

X 1/75

Fiat, Италия,

0,250

VW Auto-2000

Volkswaqen, ФРГ

0.250

ECV-3

British Leyland,

0,250

Великобритания

LCP

Volvo. Швеция

0,250

NX-21

Nissan, Япония

0,250

ORCA

Ital Design. Италия

0.245

Tech-I

Opel. ФРГ

0,240

EVE

Renault, Франция

0,239

Aero-2000

General Motors, США

0,230

Unicar

Технические Вузы, ФРГ

0,226

EVE Plus

Renault, Франция

0,225

Probe-Ill

Ford, США

0,220

MX-02

Mazda, Япония

0,220

V.E.R.A. Plus

Peuqeot. Франция

0.220

ECO-2000

Citroen, Франция

0.210

Eole

Citroen, Франция

0,190

V.E.S.T.A. 2

Renault, Франция

0.190

Probe-IV

Ford, США

0.150

Aero-2002

General Motors, США

0,210

НАМИ-0284 «Дебют-

ГНЦ РФ «НАМИ»,

0,210

Россия

Probe-V

Ford, США

0,137

Apollo

Renault, Франция

0,130

Основной составляющей аэродинамического сопротивления автомобиля является сопротивление формы. Форма автомобиля определяет величину и месторасположение зон повышенного и пониженного давлений, а также источников вихреобразования при взаимодействии его с потоком воздуха. На образование вихкало заднего вида располагается в длинном обтекаемом кожухе, в нижней части которого находится дефлектор воздуха, препятствующий завихрению воздуха за зеркалом, что дополнительно снижает коэффициент обтекаемости автомобиля.

Представляет интерес разработанный концерном «Форд» (США) прототип высокообтекаемого легкового автомобиля с четырехместным кузовом типа «седан», имеющим каплеобразную форму кузова со срезанной задней частью; полностью закрытую для проникновения воздушных потоков переднюю часть автомобиля; забор воздуха к двигателю и системе вентиляции кузова на верхней панели капота перед ветровым стеклом. Радиатор и конденсатор кондиционера размещены сразу за задними колесами, воздух к ним засасывается сбоку и выбрасывается сзади, при этом упорядочиваются потоки воздуха по бокам автомобиля и уменьшается зона вихреобразований позади него, одновременно выбрасываемый сзади автомобиля воздух заполняет зону срыва потока, отклоняет поток за задним стеклом автомобиля и, как бы удлиняя его, улучшает обтекаемость. Днище автомобиля, включая выпускной трубопровод, перекрыто поддоном. Остекление установленных с большим углом наклона лобового и заднего стекол выполнено заподлицо с кузовом; боковые стекла жестко закреплены, опускается лишь их нижняя часть с образованием проема не более 100 мм. Перекрыты передние и задние колеса, при этом проемы перед колес перекрыты специальными эластичными мембранами разработанными фирмой «Гудьир», позволяющими производить поворот колес без появления турбулентности при их обтекании, а сами колеса заключены в жесткие кожухи и снабжены гладкими накладными аэродинамическими дисками, спереди и сзади колес на кузове имеются обтекатели, рисунок протектора шин выбран с наименьшими аэродинамическими потерями. Передний и задний бамперы отсутствуют; места соединения и касания панелей капота и дверей с кузовом тщательно герметизированы; устранены все выступающие элементы конструкции с поверхности кузова, включая смонтированные заподлицо с передними крыльями выдвигающиеся фары. Все перечисленные мероприятия позволили снизить значение коэффициента обтекаемости этого автомобиля до 0,15 (рис. 6.19).

Риc. 6.19. Обтекаемый автомобиль «Ford Probe-IV», С, = 0,15

Из числа разработанных в последнее время экспериментальных легковых автомобилей малого класса с совершенными аэродинамическими качествами следует остановиться на модели «ЕСО-2000» фирмы «Сизросн». Особое внимание при разработке автомобиля «ЕСО-2000» было обращено, учитывая его малую длину и трудности снижения коэффициента об текаемости за счет формы кузова, на отработку мероприятий по снижению других составляющих аэродинамического сопротивления: индуктивного, внутреннего и дополнительного. Кузов автомобиля «ЕСО-2000» - однообъемный с покатой к задней части крышей. Кривизна крыши выбрана на основании специальных аэродинамических исследований по ее отработке. Передняя часть автомобиля предельно уплотнена и герметизирована. Забор воздуха для системы охлаждения двигателя производится с помощью специальных щитков, установленных в подднищевой зоне автомобиля. Днище автомобиля гладкое. При габаршиых размерах 3,494x1.484x1,266 м автомобиль «ЕСО-2000» имеет лобовую площадь 1,53 м и снаряженную массу 480 кг с распределением ее по осям: передняя - 320 кг (66%) и задняя - 160 кг (34%). В конструкцию автомобиля заложено отрицательное тангажирование, что в совокупности с оптимизированным дорожным просветом, позволило существенно снизить аэродинамическое сопротивление автомобиля «ЕСО-2000». Для обеспечения оптимального дорожного просвета и угла тангажа автомобиля в зависимости от нагрузки и режимов движения. на нем применена гидропневматическая подвеска с электронным управлением, позволяющая регулировать угловое и вертикальное перемещение кузова относительно поверхности дороги.

Отечественные автозаводы также ведут работы по улучшению обтекаемости легковых автомобилей. На рис. 6.20 показано снижение коэффициента Сх наших легковых автомобилей.

На рис. 6.21 показано изменение формы кузова автомобилей ГАЗ в направлении улучшения их обтекаемости. На рис. 6.22 представлен разработанный при участии автора легковой автомобиль «НАМИ-Дебют» с обтекаемым кузовом (С,-= 0,25).

С,

Рис. 6.20. Снижение коэффициента (отечественных легковых автомобилей

Рис. 6.21. Этапы формообразования и классической компоновки кузова легковых автомобилей ГАЗ в направлении улучшения их обтекаемости: а) ГАЗ-А; б) ГАЗ-MI; в) ГАЗ-М20' г) ГАЗ-21: д) ГАЗ-24; е) ГАЗ-З! 10; ж) ГАЗ-ЗЮ4; у) ГАЗ-З! 11

Рис. 6.22. Автомобиль « НАМИ-Дебют » с обтекаемым кузовом

Аэродинамическое сопротивление автомобиля, определяемое главным образом степенью обтекаемости кузова, зависит также от других элементов конструкции. В табл. 6.3 показана упрощенная схема формообразования автомобиля па базе трехобъемного кузова путем дополнения его типичными конструктивными элементами и соответствующее приращение коэффициента С,.

Представляет научный и практический интерес приведенная ниже графическая интерпретация рассмотренных выше рекомендаций по улучшению обтекаемости кузова и его элементов, с использованием результатов физических исследований, выполненных в аэродинамической трубе НИИ механики МГУ. Критерием оценки уровня обтекаемости кузова являлись эпюры скорости воздушного потока у поверхности обдувавшейся модели, которые были получены посредством термоанемометра «DISA».

На рисунке 6.23 показаны основные приемы аэродинамической оптимизации передней части трехобъемного кузова, которые практически одинаковы с двухобъемным кузовом. Прямоугольное исполнение капота приводит к торможению натекающего воздушного потока и отрыву его за острой фронтальной кромкой и резкому увеличению скорости, о чем свидетельствует всплеск скоростной эпюры.

Основными приемами аэродинамической оптимизации передней части кузова являются: увеличение углов наклона панели облицовки радиатора и крышки капота в сочетании с закруглением их фронтальных кромок. При этом, как показывает эпюра скорости обтекающего эту зону кузова воздушного потока, удается практически устранить наблюдавшееся ранее его местное ускорение и отрывные течения (см. верхнюю часть рис. 6.23).

Таблица 6.3

Схема формообразования автомобиля с трехобъемным кузовом

№ п/п

Этапы формообразования автомобиля

Описание этапа формообразования

Значение коэффициента

Сх

1

Идеально обтекаемое тело вблизи «земли»

0,10

2

Обтекаемое тело заданного объема

0,22

3

Базовое тело понтонной формы

0,24

4

Остов кузова

0,26

5

По п. 4 с колесными нишами

0,30

6

По п. 5 с добавлением колес

0,34

7

По п. 6 с имитацией днища

0,39

8

По п. 7 с дополнительными элементами на кузове

0,43

9

По п. 8 с перетеканием потока в подкапотном пространстве

0,46

торая отрицательно влияет на показатели устойчивости и управляемости. Аэродинамическая оптимизация носовой части обеспечивает оптимальное ее обтекание, исключающее возникновение подъемной силы на передней оси автомобиля.

Рис. 6.23. Основные приемы аэродинамической оптимизации передней части трехобъемного кузова: V, - скорость свободно натекающего потока; Vk - скорость потока, обтекающего поверхность кузова; О - точка торможения потока

Рис. 6.24. Основные приемы аэродинамической оптимизации средней и кормовой части трехобъемного кузова: V, - скорость свободно натекающего потока; V* - скорость потока, обтекающего поверхность кузова; 0 - точка торможения потока

Рис. 6.26. Основные приемы аэродинамической оптимизации кормовой части двухобъемного кузова: 1,2 - задняя кромка крыши не закруглена и закруглена радиусом R; Нсф, Нсс - высота спутной струи за автомобилем с кузовами «фастбек» и «сквайбек»

Рис. 6.28. Влияние расположения кузова на характер поля скоростей в подднищевой зоне автомобиля: V0 - торможение потока в подднищевой зоне; hf, - дорожный просвет автомобиля; Pz., - подъемная сила на задней оси

Рис. 6.29. Конструктивные мероприятия по устранению перетекании в зоне переднего и заднего бамперов автомобиля: У- уплотнения

Рис. 6.30. Однообьемныи кузов и эпюра изменения скорости обтекающего его воздушного потока

На аэродинамику кузова оказывает влияние определяемый его угловым и вертикальным расположением относительно поверхности дороги характер потока под автомобилем (рис. 6.28). При неправильной - с положительным (а > 0) углом тангенса - установке

кузова таким образом, что минимальный дорожный просвет приходится на заднюю ось, наблюдается интенсивное торможение потока в кормовой части подднищевой зоны, вызывающее повышение аэродинамического сопротивления автомобиля и действующей на задок подъемной силы. Размещение кузова горизонтально относительно поверхности дороги с увеличенным дорожным просветом делает эпюру торможения скорости равномерной и несколько улучшает характер протекания потока в подднищевой зоне автомобиля. Однако наиболее правильным для обеспечения оптимального течения потока под автомобилем является расположение кузова с отрицательным (а < 0) углом тангенса и минимальным дорожным просветом в зоне за передней осью в сочетании с применением плоского днища. В этом случае благодаря известному эффекту Вентурри происходит ускорение потока к кормовой части с соответствующим уменьшением давления на него. Величина отрицательного угла тангажа кузова при проектировании современных автомобилей составляет а = -1° -г -2°. Оптимальная с точки зрения получения минимального коэффициента Сх величина относительного дорожного просвета находится в пределах 0,10 </г///„<0,12.

Заметное влияние на обтекаемость кузова оказывают местные перетекания воздушного потока из зон повышенного давления в зоны пониженного. Г лавной причиной таких перетеканий является недостаточное уплотнение по периметру облицовки радиатора, дверей, крышек капота и багажника. Местные перетекания наблюдаются также в зонах переднего и заднего бамперов. Для устранения местных перетеканий повышают степень уплотнения панелей в местах стыка и прилегания их к кузову, а также устанавливают специальные уплотнения, как это показано на рис. 6.29.

Рассмотренные ранее конструктивные предпосылки для безотрывного обтекания элементов кузова трехобъемного и двухобъемного типа полностью реализуются в аэродинамически оптимизированном однообъемном кузове, что подтверждается эпюрой скорости обтекающего его воздушного потока (рис. 6.30). Такая форма и установка кузова, дополненные плоским днищем с конфузорным эффектом, обеспечивают автомобилю наилучшие аэродинамические характеристики, и в первую тановка переднего спойлера оказывает определенное влияние на характер протекания внутренних потоков и охлаждение двигателя и его агрегатов, поскольку при этом меняются условия забора воздуха в подкапотное пространство автомобиля.

11а рисунке 6.32 приведены зависимости коэффициентов аэродинамического сопротивления и подъемной силы автомобиля от угла атаки переднего спойлера. На рис. 6.33 показаны зависимости этих коэффициентов от угла атаки заднего спойлера.

Таблица 6.4

Навесные аэродинамические элементы, рекомендуемые _для установки на легковых автомобилях_

№ п/п

Зона установки аэродинамических элементов на автомобиле

Наименование аэродинамического элемента

Эффект, обеспечиваемый данным аэродинамическим элементом

Достигаемое снижение коэффициентов

Сх, %

с2, %

1

2

3

4

5

6

1

Передний бампер

Передний спойлер

Снижение расхода воздуха под автомобилей, частичное исключение взаимодействия потока с деталями днища и ходовой части, уменьшение подъемной силы на передней оси

3-г4

10-г25

2

Нижний обтекатель

Упорядочение воздушных потоков под автомобилем, исключение их взаимодействия с деталями ходовой части и трансмиссии, понижение давления на днище

•I-

ON

3-г4

3

Крышка капота

Верхний дефлектор

Частичное или полное устранение зоны торможения потока и его отрыва от фронтальных кромок крыши, уменьшение давление на лобовое стекло

5-г 7

7-г8

Продолжение таблицы 6.4

1

2

3

4

5

6

4

Задняя панель кузова

Задней спойлер

Частичное или полное устранение рождения на задней панели кузова и спутного следа за автомобилем, уменьшение подъемной силы на его задней оси, снижение загрязняемости заднего стекла

•I-

-J

15-г 35

5

Задний аэродинамический закрылок

2-гЗ

4-

•I-

'v-Л

6

Днище кузова

Нижний обтекатель моторного отсека

Улучшение обтекаемости днища за счет сдува пограничного слоя, уменьшение гидравлических потерь и увеличение скорости потока в подднищевой зоне

3-г4

6-г7

7

Плоские поддоны днища

З-т-5

6-г8

8

Колеса

Обтекаемые колпаки

Улучшение обтекаемости колес и уменьшение присоединенной массы воздуха

1-г2

2-гЗ

Рис. 6.31. Схема установки рекомендуемых навесных элементов: 1 - передний спойлер; 2 - передний интегральный бампер; 3 - верхний передний дефлектор; 4 - задний аэродинамический закрылок; 5 - задний спойлер; 6 - нижний обтекатель моторного отсека; 7 - плоские поддоны на днище; Н - обтекаемые колпаки на колесах

Основными направлениями и приемами совершенствования аэродинамики легковых автомобилей являются следующие:

- оптимизация контурного фактора за счет снижения удельного веса отрывных течений, в первую очередь путем увеличения углов наклона облицовки радиатора, крышки капота, лобового стекла и радиусов закругления фронтальных кромок кузова;

- придание передку автомобиля и его ветровому стеклу цилиндричпости в плане;

-устранение с поверхности кузова всех выступающих элементов конструкции или их тщательная аэродинамическая обработка, в том числе выполненного заподлицо с кузовом остекления, устранение водостоков и т.д.;

- создание кузовов каплеобразной формы с безотрывным обтеканием;

- разработка систем организованного и дозированного забора и выброса воздуха для охлаждения радиатора и двигателя, а также вентиляции и охлаждения салона;

- применение гладкого днища с организацией безвихревого протекания воздушных потоков в под зоне;

-установка кузова с отрицательным углом тангажа в сочетании с оптимальным дорожным просветом ре1улируемым в зависимости от условий движения автомобиля;

-тщательная герметизация мест соединения и касания панелей капота, дверей, крыши багажника с кузовом;

- оптимизация формы переднего буфера с переходом его в нижнюю панель и облицовку радиатора в совокупности с применением небольшого по высоте переднего спойлера;

- использование задних спойлеров;

-установка специальных аэродинамических колпаков на колесах и частичное перекрытие задних колес;

- разработка и применение специальных конструктивных элементов и решений по снижению загрязненности, а также уровня аэродинамического шума автомобилей.

Возможности снижения аэродинамического сопротивления автобусов, учитывая их значительные лобовые площади, в сравнении с легковыми автомобилями существенно ниже. Основными направлениями работ по снижению аэродинамических потерь и улучшению обтекаемости междугородных автобусов являются: отработка их носовой части с увеличением радиусов перехода лобовой панели в боковые и крышу; устранение с лобовой панели зон забора воздуха для охлаждения двигателя, а также источников дополнительного сопротивления; повышение степени гладкости кузова с применением установленных заподлицо с ним приклеиваемых стекол; улучшение протекания потоков в подднищевой зоне путем тщательной отработки днища в сочетании с оптимизацией дорожного просвета и установкой кузова с отрицательным тангажом.

Среди всех конструктивных факторов, влияющих на аэродинамическое сопротивление автобусов, определяющим является форма лобовой части кузова в сочетании, как уже отмечалось, с величиной радиусов перехода лобовой панели в боковые и крышу.

На рисунке 6.34 показаны силуэты междугородных автобусов различной формы, характер их обтекания воздушным потоком и соответствующие им значения коэффициента обтекаемости. Видно, что по сравнению с прямоугольной формой автобус со скругленной верхней кромкой, а тем более с оптимизированной лобовой частью, существенно лучше взаимодействует со встречным потоком, имея при этом на 28 и 60% меньшие значения коэффициента Сх. Существенное улучшение обтекаемости обеспечивает закругление фронтальных кромок кузова.

На рисунке 6.35 приведены зависимости снижения коэффициента С, от отношения радиуса закругления передних верхней и боковых кромок кузова к ширине автобуса. Приведенные зависимости позволяют установить, что оптимальными, с точки зрения снижения аэродинамического сопротивления автобуса, являются соотношения:

для верхней кромки 0,04 < RB1K /В„ < 0.08;

для боковых кромок 0,06 < R0jK /В„ < 0,10.

Рис. 6.34. Влияние формы кузова на обтекаемость и аэродинамическое

сопротивление автобуса: а - прямоугольный с острыми кромками; б-с закругленной верхней кромкой; в - с обтекаемой лобовой частью

Рис. 6.35. Зависимость снижения коэффициента Сх модели автобуса от отношения радиуса закругления фронтальных кромок кузова: 1 - верхней; 2 - боковых; 3 - одновременно верхней и боковых; На - ширина автобуса

Обтекаемость легкового автопоезда можно улучшить путем установки лобового обтекателя на автомобиле-тягаче. При установке лобового обтекателя встречный поток воздуха направляется на крышу прицепа, что уменьшает давление воздуха на переднюю стенку прицепа. Применение лобового обтекателя позволяет снизить аэродинамическое сопротивление легкового автопоезда на 25-30%, что эквивалентно уменьшению расхода топлива на 7-8%.

В таблице 6.6 приведены конструктивные и установочные параметры лобовых обтекателей различных легковых автомобилей с прицепами и достигаемая за счет их (обтекателей) установки экономия топлива при скорости движения 80 км/ч. В среднем, по результатам испытаний 9-ти легковых автопоездов, установка лобового обтекателя снижает их расход топлива па 1.8 л/100 км.

Таблица 6.5

Приемы снижения аэродинамического сопротивления за счет __отработки кормовой части автобуса _

Вариант

Испытанная конфигурация модели автобуса

Значение коэффициента С*

Снижение коэффициента Сх

Относительное снижение коэффициента

Сх, %

1

Исходная со скругленными передними кромками

0,360

-

-

2

По вар. 1, со скругленными задними кромками

0,330

0,030

8

3

По вар. 1, со скошенными к корме под углом 5° крышей и боковыми стенами кузова

0,285

0,075

21

4

По вар. 3, с дополнительным скруглением верхней и боковых кромок кузова

0,275

0,085

23

5

По вар. 1, с удлиненными в 2 раза задним скошенным по крыше и боковым стенкам свесом в виде «хвостового киля»

0,225

0.135

37

Рис. 6.37. Влияние формы прицепи па величину коэффициента С, Modem легкового автомобиля с прицепом


Аэродинамика

Аэродинамика АЭРОДИНАМИКА

Проблема в объяснении аэродинамики для пилотов планеров состоит в том, чтобы информация, необходимая для безопасного и эффективного полета без перегрузки студент со сложными теориями. Решение этой задачи предполагает используя аналогии и простые объяснения, передающие важную информацию. Некоторые из традиционных способов сделать это недавно были поставлены под сомнение. возможно, они зашли так далеко, что на самом деле не соответствуют действительности.(Видеть http://www.informatik.uni-frankfurt.de/~plass/MIS/mis6.html и http: // www.avweb.com/articles/liftsuck/index.html). Мы постараемся здесь избежать такой ошибки, но также включим традиционные ссылки, когда они относятся непосредственно к тестам знаний FAA.


ВЕКТОРОВ

Невозможно понять или объяснить аэродинамику пилотов без используя векторы. Этот термин пугает некоторых пилотов, но это не обязательно. Далее следует объяснение векторов для продавцов обуви; инженеры могут пропустить, если захотят.

Вектор - это просто стрелка, нарисованная для обозначения того, что имеет величина и направление. Все наши аэродинамические векторы будут представлять силы. Величина силы в США и некоторых других отсталых страны измеряется в фунтах. Обычно нас интересуют только в относительной величине сил, поэтому единица измерения не важна в большинстве случаев. Длина стрелки представляет величину силы. Направление действия силы показано стрелкой.

Векторы полезны, когда мы хотим узнать эффект объединения двух сил. Когда две силы действуют в одном направлении, нам действительно не нужны векторы чтобы узнать их комбинированный эффект. Если вы весите 170 фунтов, а ваша собака - 20 фунтов, даже обувь продавец знает, что если вы встанете на весы, держа собаку, она читать 190 фунтов. Векторы силы для вашего веса и веса вашей собаки оба действуют вниз по шкале, и мы просто складываем их.Нам , , , нужны векторы, когда мы хотим узнать комбинированный эффект двух силы, действующие в разных направлениях.

На наших иллюстрациях красный вектор представляет комбинированный эффект. двух синих векторов. Добавляем синие векторы, нарисовав параллелограмм (в большинстве наших аэродинамических примеров это также прямоугольник) с двумя синие силы представлены двумя синими сторонами. Красный вектор - это диагональ то параллелограмм, а его величина и направление представляют собой комбинированный эффект двух синих векторов.Математический термин красный вектор означает, что он является "равнодействующей" синих сил.

Во многих случаях полезно нарисовать два синих вектора, происходящих из одного и того же точка, как показано в примерах слева. Две аэродинамические силы, действующие через одно и то же точка является хорошим примером такого типа дисплея. В других случаях, когда предмет может быть расстояния или скорости, может быть лучше показать векторы в виде последовательных линий, как показано справа.В этом случае синие векторы похожи на тротуар. вы должны идти дальше, а красный вектор сокращает путь. Оба получают вы туда же. Поскольку противоположные стороны параллелограмма параллельны и равны по длине, получившаяся диагональ одинакова, независимо от того, выберите общую начальную точку или последовательный старт для синих векторов. Черные линии служат только для завершения параллелограмма, но не добавляют никакой информации. к иллюстрации, поэтому их можно опустить, если это улучшает изображение за счет устранения беспорядка.

Иногда мы хотим знать «компоненты» одной силы по двум разные оси или направления. Сила, заставляющая сани двигаться вниз по холм - это составляющая его веса, действующая параллельно склону. Красный вектор представляет собой вес загруженных салазок (сила тяжести), действующая прямо вниз. Синий векторы представляют его составляющие силы, параллельные и перпендикулярные к наклон. В настоящее время вы должны быть в состоянии ответить на тестовый вопрос о том, какая сила обеспечивает поступательное движение планера.

Аэродинамическое покрытие

В глоссарии руководства по летной эксплуатации аэродинамический профиль определяется как «любая часть самолет (в основном поверхности крыла и хвоста), который отклоняет воздух через который он перемещает, чтобы вызвать желаемую реакцию " (7) . Это определение правильно отражает тот факт, что на практике профиль движется через воздух. При некоторых обсуждениях профилей удобнее описывать их взаимодействие с воздухом, как если бы крыловой профиль был неподвижен с движущимся воздухом мимо него, как в аэродинамической трубе.В любом случае используется термин "относительный ветер". описать относительное движение воздуха против направления движения профиля.

Поперечное сечение крыла планера отличается от сложных криволинейных поверхностей высоких крылья исполнения к сечению "двери сарая" горизонтального СГС 2-33 поверхность хвоста. Все они «производят желаемую реакцию, отклоняя воздух», хотя некоторые формы делают это намного лучше, чем другие.

Используемый здесь термин «реакция» относится к третьему закону движения Ньютона: "Всякий раз, когда одно тело оказывает силу на второе тело, второе тело воздействует на первое с помощью сила, противоположная по направлению, но равная по величине."Что касается профиля это говорит о том, что если аэродинамический профиль толкает воздух вниз, то воздух толкает его вверх.

В то время как легко видеть, что нижняя поверхность крыла отклоняет воздух вниз, не так очевидно, что воздух, проходящий через верхнюю часть крыла, также изгибается вниз за крылом. Фактически, поток отклоненного воздуха расширяется некоторое расстояние как над крылом, так и под ним.

Зигхард Хёрнер, автор «библии» сопротивления движению, говорит о лифте следующее: "Подъемная сила, создаваемая аэродинамическим профилем конечного размаха, например пластиной, или крыло самолета, можно физически понимать как реакцию вверх на отклонение вниз трубки или цилиндра с жидкостью, имеющего диаметр, равный пролет подъемного элемента." (16) Конечно, границы реального «цилиндра» воздуха не так резко определены как иллюстрация Хёрнера показывает, что они таковы, но концепция может быть полезно для понимания того, как крыловой профиль планера выполняет свои функции.

Верно также и то, что относительный ветер отклоняется вверх перед крылом, как носовая волна впереди корабля, но для наших целей это можно игнорировать, поскольку чистое отклонение приводит к промывка за крылом.


СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ПЛАНАХ

Воздух, проходящий мимо аэродинамического профиля, оказывает на него силы, которые иногда описываются в терминах теоремы Бернулли или принципа Бернулли: «Принцип Бернулли частично утверждает, что« внутреннее давление жидкости уменьшается в точках, где скорость жидкости увеличивается ». Другими словами, высокий скорость потока связана с низким давлением, а низкая скорость потока - с высоким давлением ». (8) Поскольку воздух над крылом движется быстрее, чем под ним, его давление меньше, и на крыло действует направленная вверх сила.В его классике "Stick and Rudder", опубликованный более шестидесяти лет назад Вольфгангом Лангевиче. говорит, «Теорема Бернулли нисколько не поможет вам в полете. Сомневаюсь, правда, это обычно служит лишь для того, чтобы скрыть от пилота некоторые более простые и более важные, гораздо более полезные факты ". (17)

Возможно, можно использовать простую аналогию, чтобы примирить Бернулли и более простой «реакция на отклоненный воздух». Когда оркестр меняет направление движения, те, кто находится внутри поворота, делают более короткие шаги, а те, кто находится снаружи, - более длинные шаги.Точно так же, когда аэродинамический профиль отклоняет относительный ветер, воздух на вне «поворота» ускоряется, а внутри замедляется, что в соответствии с к теореме Бернулли будет сопровождаться более низким давлением в более быстром воздухе и более высокое давление в более медленном воздухе.

ПОДЪЕМНИК

К настоящему времени читатель, вероятно, заметил небольшое предубеждение автора против Теорема Бернулли как подходящее объяснение того, как развивается крыловой профиль лифт.Тем не менее, он по-прежнему выглядит как правильный ответ для нескольких тестов знаний. вопросов. Поэтому, если вопрос касается того, что происходит выше крыло, правильный ответ будет Бернулли. Если вопрос касается действия ниже крыла ответ будет что-то об отклонении воздуха (Ньютон).

Распределение давления на аэродинамическом профиле сложно и важно для самолетов. дизайнеров. К счастью для пилотов, аэродинамические силы на профиле могут быть объединены в единую силу, склонную к относительному ветру.У нас нет имени для полной силы, действующей на профиль, но у нас есть названия для его компонентов параллельно и перпендикулярно относительному ветру. Это «тащить» и «поднимать», соответственно.

Пилоты планеров должны понимать два разных значения термина «подъемная сила», в зависимости от контекста, в котором он используется. Аэродинамический подъемник, как здесь используется, сила, действующая на профиль, перпендикулярный траектории его полета, но пилоты планеристов также называйте поднимающийся воздух подъемом.


ПАРАЗИТОВЫЙ УДАР
Следует отметить, что сопротивление бывает двух видов. Паразитное сопротивление - это сопротивление предложенный воздухом всему, что движется через него. Паразитический перетаскивание современного крыло планера очень низкое, но когда сопротивление остальной части самолета к этому общая сумма значительна, особенно на высоких скоростях, так как паразит сопротивление увеличивается пропорционально квадрату скорости. (т.е. удвоить скорость и паразитировать сопротивление увеличивается в четыре раза.)

Сопротивление паразитов может быть далее классифицировано по форме сопротивления, поверхностного трения и интерференционное сопротивление. Сопротивление формы планера уменьшено за счет того, что лобовая часть всех детали настолько малы, насколько практичны. Трение кожи уменьшается за счет уменьшения площади поверхности. Сопротивление помех возникает там, где соединяются две части, такие как крыло и фюзеляж, и уменьшается с обтекателями, чтобы упростить пересечение.


ИНДУКЦИОННОЕ УДАР

Другой вид сопротивления - это индуцированное сопротивление, которое является побочным продуктом образования лифт.Даже если сопротивление паразита было уменьшено до нуля, аэродинамическая сила на крыло, отклоняющее относительный ветер, не будет перпендикулярно направлению полет, и чем больше отклонение ветра, тем больше отклонение этого сила от перпендикуляра. Иногда полезно описать общую аэродинамическая сила (исключая сопротивление паразитов) как «истинная подъемная сила», перпендикулярная «средний» относительный ветер. В этом объяснении признается, что относительный ветер отклоняется аэродинамическим профилем, и его направление после отклонения называется "поток вниз", больше не параллельна траектории полета.Таким образом, его "среднее" направление лежит где-то между траекторией полета и углом нисходящей струи.

В этом объяснении составляющая «истинной подъемной силы» перпендикулярна полету. траектория называется "эффективной подъемной силой", а составляющая, параллельная траектории полета, называется индуцированное сопротивление. Это объяснение вводит новые определения «подъемной силы» и «относительной ветер ", что может сбить с толку некоторых студентов. Во всех других случаях использования этих терминов в этом документе "подъемная сила" определяется как перпендикулярная траектории полета и ему параллелен «относительный ветер».В любом случае отсюда следует, что индуцированное сопротивление, составляющая аэродинамической силы, параллельная траектории полета, увеличивается по мере степень отклонения относительного ветра увеличивается.


АККОРД, КАМЕРА И УГОЛ АТАКИ

Есть два способа увеличить степень отклонения относительного ветра: они требуют определения еще трех терминов. Прямая линия от профиля передний край к его задней кромке - это «линия хорды». Изогнутая линия, проведенная между те же две точки и на полпути между верхней и нижней поверхностью профиля определяет его «средний изгиб», часто называемый просто «изгибом».Если термин изгиб включает модификаторы «верхний» или «нижний», он относится к кривизне верхняя или нижняя поверхность крыла. Угол между линией хорды и Относительный ветер называется «углом атаки». Увеличение угла атаки или увеличение развала увеличивает степень отклонения воздуха аэродинамический профиль и, таким образом, увеличивает подъемную силу и индуцированное сопротивление для постоянной скорости полета. Угол атаки не следует путать с «углом падения», который обозначает к углу, образованному линией хорды и продольной осью самолета.Угол падения фиксированный; пилот контролирует угол атаки.


ЗЕМЛЯ ЭФФЕКТ

Тот факт, что индуцированное сопротивление напрямую связано с отклонением относительного ветер является причиной улучшения характеристик планера у земли, называемой «эффект земли». Когда планер спускается ниже высоты, примерно равной единице размах крыльев, взаимодействие отклоненного воздуха и поверхности приводит к уменьшение угла отклонения относительного ветра с соответствующее уменьшение индуцированного сопротивления.


УГОЛ АТАКИ VS СКОРОСТЬ

На уровне крыльев при неускоренном полете общая подъемная сила практически равна к весу самолета. Мы отложим на потом более полное обсуждение сил, действующих на планер в полете. Пока нам нужно только признать, что подъемная сила зависит от угла, под которым относительная ветер отклоняется (поток вниз), и скорость, с которой воздух движется мимо профиль. Такую же подъемную силу можно создать, отклонив много воздуха через небольшой угол или немного воздуха через большой угол.Если предположить, что развал фиксированный, угол отклонения относительного ветра зависит от угла наклона атаки, а количество воздуха, проходящего мимо профиля, зависит от скорости полета. Таким образом, чтобы поддерживать постоянную подъемную силу, мы должны связывать высокую скорость с низким углом атаки и низкая скорость с большим углом атаки.

Помните, что сопротивление паразита увеличивается прямо пропорционально квадрату скорости, пока индуцированное сопротивление изменяется на обратно пропорционально с квадратом скорости, мы видим, что полное сопротивление велико как на очень низкие скорости и очень высокие скорости и достигает минимума где-то посередине.Скорость, при которой это происходит, - это когда сопротивление паразита и индуцированное сопротивление равны, и это самая эффективная скорость для самолета в аэродинамическом смысле, хотя он может быть не оптимальным для какой-либо конкретной цели полета.


СЛЕДУЮЩИЕ Вихри

Со всеми этими самолетами, отклоняющими воздух вниз, можно подумать, что там не осталось бы ничего, кроме как на поверхности. Это, конечно, неправда, потому что отклоненный воздух возвращается более или менее в исходное положение после прохождения аэродинамический профиль.Фактически, даже когда воздух отклоняется вниз крылом, он убегает вокруг законцовок крыльев, пытаясь вернуться в исходное положение, создавая "вихри", которые напоминают маленькие торнадо, возвращающиеся назад от кончиков крыльев. Они являются основными составляющими "турбулентности следа", иногда неправильно называется "промывка опоры". Это происходит за каждым профилем, образующим подъемник и может представлять значительную угрозу безопасности, если вызвано большим самолет.Поскольку это прямой результат отклонения воздуха, когда отклонение наибольшее, то есть когда самолет тяжелый и медленный. Пилоты-планеры, использующие аэробуксировщик, обнаруживают, что этот полет следует за буксирующим самолетом. возможно, но не желательно.



СТОЛ

Прежде чем мы закончим обсуждение профилей, мы должны изучить, что произойдет, если мы продолжать увеличивать угол атаки. Как и следовало ожидать, есть смысл где относительный ветер больше не будет следовать по резко изогнутой траектории, по которой Аэродинамический профиль пытается заставить его следовать.Это мало чем отличается от гоночного автомобиля, который срывается с трассы, пытаясь проехать слишком крутой поворот. Относительная ветер отрывается от профиля, сопровождаемый относительно резким увеличением сопротивление и аналогичное уменьшение подъемной силы. Это действие называется "срыв" и зависит только от угла атаки. В отличие от гоночного автомобиля, скорость не имеет значения. но так как у планеров обычно есть указатели скорости, а не угол индикаторов атаки, мы распознаем "скорость сваливания" как скорость, с которой планер постепенное замедление с увеличением уровня крыльев доходит до критического (сваливания) угла атака.Важно помнить, что сваливание может происходить при любой скорости полета. И в любое отношение, даже если они часто практикуются с уровнем крыльев и носом высоко.

FAA вряд ли спросит об этом, но любопытный студент может захотеть чтобы знать, почему графики, изображающие коэффициент подъемной силы в зависимости от угла атаки обычно показывают более мягкое стойло, чем планер. Короткий ответ: графики построены на основе данных. собраны с модели в аэродинамической трубе, пока вид студента с планера в воздухе.В аэродинамической трубе можно держать постоянные все факторы, кроме тех, которые вы пытаетесь оценить. В результате на графике показан линейный рост коэффициента подъемной силы. с углом атаки, пока он не приблизится к стойле. Там он меняется на пологая кривая, возвращающаяся вниз, с коэффициентом подъемной силы уменьшается по мере увеличения угла атаки, обычно быстрее скорости, чем она увеличивалась на передней стороне кривой, но не так, как быстро как кажется в планере.

Когда планер приближается к сваливанию, угол атаки и соответствующий коэффициент подъемной силы оба увеличиваются в значительной степени вы ожидаете, что они это сделают, основываясь на графике. Скорость снижается, поэтому что аэродинамическая равнодействующая подъемной силы и сопротивления остается равной вес планера. После достижения критического угла атаки коэффициент подъемной силы начинает уменьшаться и нет скорости компенсации увеличивается, поэтому подъемная сила уменьшается.Планер начинает падать, и это вызывает направление относительного ветра изменится. Это вызывает увеличение угол атаки, что еще больше снижает коэффициент подъемной силы. Тот заставляет планер падать быстрее, увеличивает угол атаки и т. д. и т. д. В результате планер в реальном полете очень быстро движется вниз. и без того более крутая обратная сторона кривой. Нежный ларек аэродинамическая труба резко меняет характеристики планера, что может быть смертельным на малой высоте.


СИЛЫ НА ПЛАНЕРАХ В ПРЯМОМ ПОЛЕТЕ

Мы обсудили силы, действующие на аэродинамический профиль. Теперь посмотрим на силы действует на весь планер.

В прямом полете с постоянной скоростью силы на планере уравновешены. поскольку гравитация, вес планера, действует прямо вниз, он должен компенсироваться равная аэродинамическая сила прямо вверх. Эта общая аэродинамическая сила складывается из Все аэродинамические силы, действующие на планер, не имеют названия.Вместо этого, как мы сделанное с аэродинамическими профилями, мы разложим эту силу на составляющие, параллельные и перпендикулярно траектории полета и называем их перетаскиванием и подъемом соответственно.

Для пилоты самолетов видели, как сопротивление компенсируется тягой, мы могли показать этот вес имеет составляющую силы вдоль глиссады, равную сопротивлению, и перпендикуляр компонент, равный подъемной силе. В любом случае силы уравновешены, но первое объяснение будет использовано в следующем обсуждении.


СООТВЕТСТВИЕ ЗАСЛУЖИВАНИЮ

Угол, под которым планер спускается, обычно называют его "качеством скольжения". численно равно горизонтальному расстоянию, которое он проходит, разделенному на вертикальное расстояние, которое он проходит за то же время. В следующем обсуждении мы имеем в виду "скольжение коэффициент "по отношению к воздушной массе, через которую летит планер." Коэффициент скольжения " относительно земли (обычно представляет гораздо больший интерес для пилота в фактический полет) зависит как от горизонтального, так и от вертикального движения воздуха масса.Объяснение здесь справедливо по отношению к земле только в «неподвижном воздухе». условия.

Если планер продвигается на 20 футов вперед на каждую опускающуюся ногу, он имеет соотношение 20 к 1. качество скольжения. Это соотношение также применимо к скорости, поскольку нет значительных разница в горизонтальной скорости и скорости по фактической глиссаде. Таким образом планер, летящий со скоростью 40 узлов и снижающийся с вертикальной скоростью 2 узла также имеет коэффициент скольжения 20: 1.

Мы снова используем технику графического векторного анализа и показываем, что коэффициент скольжения численно равно отношению подъемной силы к сопротивлению.Любой из коричневых углов, когда с добавлением зеленого угла получается 90 градусов. Следовательно, коричневые углы равны. Отношение подъемной силы / лобового сопротивления является мерой верхнего коричневого угла, а качество скольжения равно мера нижнего коричневого угла. Таким образом, отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению равно численно равняется коэффициенту скольжения. (Когда пилоты-планеры говорят «L над D», они ссылаются на это соотношение, а не на йодль.) Это означает, что 1000-фунтовая планер, летящий с соотношением глиссады 20: 1, испытывает полное сопротивление 50. фунты.Здесь, как и в случае со скоростью, мы предположили, что разница между подъем и вес незначительны, пока малы углы. Даже при 10 к 1 Степень скольжения: подъемная сила, необходимая для поддержки планера весом 1000 фунтов, составляет 995 фунтов, разница всего в половину процента. Оставшиеся 5 фунтов поставляются вертикальной составляющей сопротивления.


ОПОР ДВИЖЕНИЯ ПЛАНА
ПРОДОЛЬНОЕ БОКОВОЕ ВЕРТИКАЛЬНОЕ
ОСЬ ОСЬ ОСЬ
РОЛИК ШАГ YAW

Наш опыт передвижения по земле требовал только поворота направо и налево.В Воздух у нас есть две дополнительные степени свободы. Мы определяем их с точки зрения три оси и движение самолета вокруг них. «Продольная» ось бежит от носа к хвосту самолета, и движение вокруг него называется "рулон". «Боковая» ось проходит от кончика крыла до кончика крыла и движется вокруг него. называется «смола». «Вертикальная» ось перпендикулярна обоим другим. (обратите внимание, что он действительно "вертикальный" только в горизонтальном полете) и движение вокруг него называется "рыскание".Все три оси пересекаются в центре тяжести (ЦТ) планера.


УСТОЙЧИВОСТЬ

Стабильность, стремление вернуться в исходное положение после беспокойства, должны быть предусмотрены для всех трех осей самолета. Когда мы используем термин «стабильность» здесь означает «положительная статическая и динамическая устойчивость». Это звучит зловещее, чем есть на самом деле. «Статическая устойчивость означает, что если самолет равновесие нарушается, активируются силы, которые первоначально будут стремиться верните самолет в исходное положение." (8)

Стабильность можно проиллюстрировать старым "правилом проушины и колпака", которое возникло в те времена, когда еще не было колесных колпаков и когда замена шины была частью обучения водить. Если проушины расположены в колпаке открытой стороной вверх, гайки имеют тенденцию возвращаться в центр, когда они потревожены. Это положительно стабильность. Если вы поместите гайки на закругленную верхнюю часть колпака, они будут скатиться при малейшей провокации.Это отрицательная стабильность. если ты уже потерял колпак и должен поставить гайки на землю, они имеют тенденцию оставайтесь практически везде, куда бы вы их ни положили. Они не склонны возвращаться к более устойчивое место и не отходите от него дальше. Это нейтральная стабильность.

В нашем примере с положительной статической стабильностью зажимная гайка выходит за центр колпак перед тем, как он завелся обратно в другую сторону. Однако каждый раз, когда он это делал, величина перерегулирования была меньше, пока наконец не остановилась в центре.То есть пример положительной «динамической» устойчивости. Если бы выброс стал больше каждый цикл до тех пор, пока гайка не выйдет из колпака и не исчезнет, были примером положительной статической стабильности с отрицательной динамическая стабильность . Гайки этого не делают, а вот самолет может. Примером может быть "флаттер", когда компонент самолета выходит из строя из-за быстрых неконтролируемых колебаний.


ФЛАТТЕР

На нашей иллюстрации аэродинамический профиль с прикрепленной к нему поверхностью управления, такой как элерон, смещается вверх порывом ветра.Поскольку центр тяжести рулевой поверхности находится за точкой ее шарнира, при подъеме поверхность отстает от профиля. Это отклонение рулевой поверхности вниз увеличивает аэродинамическую силу, воздействующую на аэродинамический профиль вверх, и заставляет ее еще больше. Если бы в этом примере было крыло, крыло изгибалось бы вверх до тех пор, пока его сопротивление изгибу не сравнялось бы с восходящей силой. Затем крыло начнёт опускаться обратно, и элерон отклонится на вверх на , опять же из-за его центрального положения позади точки шарнира.Теперь аэродинамический эффект отклоненного элерона увеличивает силу , направленную вниз, . Весь процесс снова меняется на противоположный, когда аэродинамический профиль достигает своего нижнего положения, и он продолжает колебаться вверх и вниз, пока не отойдет от самолета. Шансы на это можно значительно снизить, если не устранить, путем размещения противовесов с другой стороны от шарнирной линии контрольной поверхности, чтобы сместить ее центр тяжести рядом с шарниром.

Флаттер обычно ассоциируется с высокой истинной скоростью полета."Колебание скорости ниже красной линии может быть вызвано ослаблением кабелей управления, соединения, шарниры или люфт в крыльях или оперении, или даже действия пилота ". (12)

Хотя существует взаимодействие между стабильностью относительно разных осей, мы будем описать основной вклад в стабильность для каждой оси, как если бы они независимый.


НАПРАВЛЕННАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
«Направленная» устойчивость обеспечивается относительно вертикальной оси вертикальной хвостовые поверхности.По сути, они действуют так же, как перья на стреле, чтобы направить самолет в том направлении, в котором он движется (т. е. в относительную ветер). Поверхности оперения представляют собой аэродинамические поверхности и создают "подъемную" силу, когда они наклонен к относительному ветру, как и крыло. В этом случае сила горизонтально и толкает хвост планера назад, чтобы выровнять его с относительным ветром.

ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ

«Три фактора, которые влияют на боковую устойчивость: двугранная, обратная стреловидность; Эффект Киля." (8) Все зависит от того, что самолет, у которого крылья не ровные будет стремиться двигаться в направлении низкорасположенного крыла, потому что в этом направление.

Двугранный, поднимающий концы крыльев над их основанием, дает боковое устойчивость относительно продольной оси . Движение самолета в сторону низкой крыло в сочетании с двугранным крылом увеличивает угол атаки низкорасположенного крыла и уменьшает угол атаки высокого крыла.Этот неравный подъем на крыльях возвращает самолет в горизонтальное положение. Расположение крыла на фюзеляж способствует его эффективной двугранности. Самолет с низкорасположенным крылом может нуждаться в на 5 o больше, чем у самолета с высокорасположенным крылом для того же эффекта.
Противветреннее (низкое) крыло самолета со стреловидностью создает большую подъемную силу, чем крыло. подветренное (высокое) крыло, поскольку подъемная сила зависит от скорости полета перпендикулярно к ось размаха крыла.Относительный ветер ударяет в низкое крыло более прямо, чем высокое крыло и дифференциал подъемной силы стремятся вернуть самолет в крылья горизонтальный полет. Некоторые планеры используют взмах крыльев вперед, чтобы желаемое соотношение между центром тяжести и центром подъемника. когда они делают это, необходимо увеличить двугранный угол, чтобы компенсировать отрицательный влияние передней стреловидности на поперечную устойчивость.

Эффект «киля» лучше назвать эффектом «руля направления».Это относится к прокатке момент, вызванный воздействием относительного ветра на борт фюзеляжа. А значительная часть площади руля находится выше центра тяжести руля направления. самолет, и относительный ветер, дующий на него, имеет тенденцию откатывать самолет обратно в крылья горизонтального полета.


ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ

Направленная и поперечная устойчивость важны, но они определяются конструктор самолета и неподконтрольный летчику.Продольный стабильность, около поперечной оси , - это , управляемая пилотом, поэтому еще важнее понять, что этому способствует и как управлять Это. Это включает в себя понимание моментов, еще один предмет, который может показаться более сложным чем есть на самом деле. Момент - это поворотное действие, и если вы когда-нибудь пытались ослабить орех, который вы приложили к нему на мгновение. Момент измеряется произведением силы и расстояние (в наших примерах называется рукой).Мы будем использовать фунты для силы и дюймы для расстояния, поэтому момент будет измеряться в фунт-дюймах, представляя произведение силы на руку. В тот момент, когда вы обратились в гайку можно увеличить, надавив на ключ сильнее (увеличьте усилие) или получить более длинный гаечный ключ (увеличить руку).

Продольную устойчивость часто сравнивают с качелями. Некоторые знания в тестовых заданиях используется иллюстрация, очень похожая на качели, за исключением того, что ящики заменяют мальчиков.В нашем примере качели сбалансированы, когда моменты на каждом конце равны. Мы можем сделать это с большим мальчиком на коротком конце и маленький мальчик на длинном конце. 80-фунтовый мальчик, умноженный на 50-дюймовую руку, уравновешивает сумма 50-фунтовых качелей, умноженная на 10-дюймовую руку плюс 50-фунтовый мальчик, когда он выдвигается на 70 дюймов. (80 х 50) = (50 х 10) + (50 х 70). Отметим также, что сумма сил, действующих вверх, равна сумме сил, действующих вниз. (180) = (80 + 50 + 50).

Типичный тестовый вопрос может спросить, как далеко переместить маленького мальчика, чтобы он мог балансировать. качели. Вы знаете, что полный момент левой стороны равен 80 x 50 = 4000 фунт-дюймов. Чтобы уравновесить качели, маленький мальчик должен внести 4000 - (50 x 10 = 500 для качели) = 3500 фунтов на дюйм. Поскольку он весит 50 фунтов, ему нужна «рука» 3500/50 = 70 дюймов. Он начал с 60 дюймов, поэтому ему нужно переместиться на 10 дюймов. направо.

Если мы заменим качели планером, мы увидим, что проблема момента по сути то же самое.Вместо большого мальчика подставляем вес заряженный планер. Мы можем относиться к этому весу так, как если бы он был сосредоточен на планере. «центр тяжести» (ЦТ). Точка опоры, на которой балансировались качели, была заменен «центр подъемной силы» крыла планера. Иногда упоминается как центр давления, это точка, где сумма аэродинамических сил на крыло можно рассматривать как единую силу. Это , а не , как у «аэродинамический центр».Маленький мальчик заменяется аэродинамической силой на Поверхности хвостового оперения планера, показанные на нашей иллюстрации красным цветом. Здравый смысл подсказывает вам, что сила на хвосте должна быть направлена ​​вверх, как крыло. Это также говорит вам, что Земля плоская. Ни то, ни другое не верно. В большинстве полетов условиях сила на хвост снижается, и именно так мы получаем продольную стабильность.

В полете без ускорения прижимной силы на хвосте достаточно, чтобы сбалансировать планер CG.Если планер опускается, он разгоняется до более высокой скорости. Более высокая скорость создает большую прижимную силу на хвосте, что возвращает планера в исходное положение по тангажу. Точно так же, если планер раскачивается, меньшая скорость уменьшает силу оперения и позволяет планеру вернуться в исходное положение. оригинальное отношение. Тогда очевидно, что ЦТ должна опережать центр. подъема для получения положительной продольной устойчивости. На самом деле стабильность увеличивается по мере движения ЦТ вперед и уменьшается по мере движения ЦТ назад.

Учтите, что движение ЦТ должно сопровождаться изменением прижимной силы. на хвосте, чтобы моменты были сбалансированы. Перемещение ЦТ вперед увеличивает его руку и таким образом увеличивает его момент. Кронштейны оперения закреплены, чтобы уравновесить увеличенный момент ЦТ, сила хвостового оперения должна увеличиться. Тот увеличивает кажущийся вес, который должен выдерживать подъемник крыла. «Самолет с передней загрузкой« тяжелее »... чем тот же самолет с центром тяжести дальше на корме. .. Это требует более высокий угол атаки крыла, что приводит к большему сопротивлению и, в свою очередь, обеспечивает более высокую скорость остановки. С кормовой загрузкой и триммером с опущенным носом хвостовые поверхности будут меньше опускаться. нагрузки, освобождая крыло от такой большой нагрузки на крыло и подъемной силы, необходимой для поддержания высота. Требуемый угол атаки меньше, поэтому сопротивление меньше ... Теоретически нейтральная нагрузка на оперение в крейсерский полет обеспечит наиболее эффективные общие характеристики...но также приведет к нестабильности ". (11)
Пределы передней и кормовой части ЦТ устанавливаются проектировщиком и не должны быть превышенным пилотом при загрузке самолета. Кормовой предел основан на стабильность и ее превышение может затруднить восстановление после срывов и вращений или невозможно. Он также создает силы управления светом, которые могут быть трудными для пилот для обработки. Предел переднего ЦТ обычно основан на соображениях посадки. где умение поднять нос очень важно.
ВЕС И БАЛАНС

Как указывалось в предыдущем разделе, пилот обязан убедиться, что что планер находится в пределах веса и баланса. Расчет "веса и баланс »- это легко для планера, потому что здесь мало переменных. На практике это обычно достаточно свериться с картой или табличкой, чтобы убедиться, что планер находится в допустимых пределах, но пилоты должны понимать основные вычисления, даже если они не нужно использовать их очень часто (возможно, когда они пройти практический тест).

Допустимый диапазон для ЦТ определяется как минимальное и максимальное расстояния от произвольно выбранная "исходная" точка, обычно около передней части планера. В вес пустого планера и его расстояние от точки отсчета (называемой «рукой») составляет предусмотрены, а также расстояния («руки») от точки отсчета до каждого пассажира. Моменты должны быть рассчитаны для пустого планера и каждого пассажира. Если сумма эти моменты делятся на общий вес, результатом будет расстояние от базы до загруженного планера ЦТ.

Некоторые из вопросов проверки знаний включают добавление или удаление весов и определение влияния на расположение ЦТ. Хотя их можно решить с помощью полного при пересчете можно также использовать формулу:

       (Вес добавлен или удален) (Изменение расположения CG)
       знак равно -----------
          (Новый общий вес) (Расстояние между весом и старым ЦТ)
 

Например: если ЦТ планера на 900 фунтов расположен на станции 80, и вы добавляете 100 фунтов на станции 70, затем 100/1000 = (изменение ЦТ) / 10.Изменение в CG равен 1, и поскольку вес добавляется перед старым CG, новый CG равен находится на станции 80 - 1 = 79.

Если изменения веса являются постоянными, необходимо вести записи веса и баланса самолета. изменен, чтобы отразить новый пустой вес и его руку и / или момент.

Если ЦТ находится в указанных пределах, параплан соответствует «балансу». требование, но все же может выходить за пределы "веса". Этот максимальный брутто ограничение веса основано на прочности конструкции планера.Пилоты обычно рано или поздно заметите, что крылья обычно не отваливаются от перегруженного планер. Это не следует толковать как вес и баланс. вам нужно знать, чтобы пройти тест. Перегрузка планера снижает безопасность фактор, который был встроен в планер, чтобы учесть напряжения, которые могут возникнуть в результате маневрирование или порывы ветра. Даже если вы готовы пойти на такой риск, помните, что вы действуете незаконно и, вероятно, лишили силы вашу страховку.


ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ ПЛАНОМ

Устойчивость планера хороша тем, что позволяет пилотам почесать носы или выпить из своей столовой, не теряя управления самолетом, но часто они хотят заставить планер делать что-то, препятствующее устойчивости, например перемена. Если бы стабильность была нашей единственной целью, крыловые профили не нуждались бы в подвижных поверхности, такие как элероны на крыльях, руль высоты на горизонтальном оперении или руль на вертикальном оперении.Они обеспечивают контроль крена, тангажа и рыскания, соответственно. Они достигают контроля, изменяя изгиб профиля, на который они прикреплены, что, в свою очередь, изменяет подъемную силу и сопротивление этого аэродинамического профиля.

Отклоненный вниз правый элерон увеличивает подъемную силу для этого крыла, планер слева. Правый руль направления заставляет воздух отклоняться вправо, в результате горизонтальная «подъемная» сила на хвосте влево, отклоняющая нос направо.Подъемник вверх увеличивает силу «подъема» вниз на хвост, поднимая нос планера вверх. Выбор тангажа, по которому планер вернется без применения управления лифтом осуществляется с дифферент. В планерах обычно используется либо регулируемая пружина. к механизму управления лифтом или небольшой регулируемый язычок на лифте поверхность. Когда триммер отклонен вниз, аэродинамические силы толкают подъемник вверх, что эквивалентно приложению обратной силы к элементу управления палка, либо вручную, либо с накладкой пружинного типа.Результат - шаг вперед и стабильный полет на меньшей скорости.

На нашей иллюстрации показано обычное расположение горизонтального оперения самолета в в котором есть неподвижная поверхность, называемая стабилизатором, и подвижная поверхность, называемая лифтом. На некоторых самолетах они объединены в цельнодвижущуюся поверхность, называемую стабилизатором. V-образный Самолет совмещает в себе функции руля направления и руля высоты в паре рулей направления. По горизонтали Поверхности оперения могут быть установлены в верхней части вертикального оперения в виде Т-образного хвоста или посередине вверх как крестообразный хвост, или даже спереди на утке.


КЛАПАНЫ
Обсуждая рули, нельзя не упомянуть и закрылки. Закрылки входят различные типы, как показано на этой иллюстрации. Их цель заключается в изменении развала части крыла, а иногда и в увеличении площади крыла. Оба увеличивают подъемную силу для заданной скорости и обычно также увеличивают сопротивление, но поскольку подъемная сила должна быть равный весу, практический эффект заключается в обеспечении полета с меньшей скоростью.Добавленное перетаскивание имеет эффект уменьшения качества скольжения, полезного при приземлении. Закрылки обычно уменьшают срыв скорость, еще одно преимущество при посадке. Эта функция также хороша, когда вам нужно летать медленно. как при следовании за более медленным самолетом по схеме или при движении в термике.

Помимо закрылков на задней кромке крыла, некоторые самолеты также имеют закрылки, предкрылки или прорези на передней кромке. Они увеличивают развал и / или задерживают срыв, обеспечивая маршрут для воздух под более высоким давлением под крылом для добавления энергии пограничному слою воздуха на верхней поверхности.


Это может быть интересно, поскольку это хороший тестовый вопрос, чтобы различать устойчивость , маневренность, и управляемость . Стабильность - это неотъемлемое свойство самолета, позволяющее корректировать условия, нарушающие его равновесие. Маневренность - это качество, которое позволяет ему легко маневрировать и выдерживать нагрузки, возникающие при маневрах. Управляемость - это способность реагировать на команды пилота в отношении траектории полета и положения.


НЬЮТОН НА ПЛАНЕРАХ

Прежде чем обсуждать применение этих средств управления к маневрам, мы должны рассмотреть Первый и второй законы Ньютона применимы к планерам. Если силы на планере в полете сбалансированы, он будет продолжать движение по прямой с постоянной скорость. Мы называем это «устойчивым состоянием». Если силы на планере неуравновешены, он будет двигаться в направлении действующей силы и ускоряться до тех пор, пока силы снова уравновешены.Мы называем это состояние «переходным», переход из одного устойчивого состояния в другое. Законы Ньютона применимы ко всему. Если больной мешок упадет, он ускорится вниз из-за неуравновешенной силы гравитации, пока сопротивление воздуха не создаст силу сопротивления, равную его весу. Тогда это предполагает установившееся состояние на этой скорости при равных весе и сопротивлении. (Точно так же его начальная горизонтальная скорость, если таковая имеется, уменьшается из-за несбалансированного горизонтальное сопротивление до тех пор, пока скорость и сопротивление не станут практически нулевыми.)

Более практическое применение этого принципа - когда пилот оказывает противодавление на палку. Это увеличивает угол атаки и поэтому увеличивает подъемную силу и индуцированное сопротивление. Подъем, теперь превышающий вес, ускоряет планер вверх. Торможение, теперь превышающее тягу, замедляет планер. Когда силы снова станет равным, планер будет в более мелком глиссаде (при условии, что операция проводится на скорости больше, чем лучшая скорость планирования) и на более низкой скорости.


ОБОРОТА

Если мы хотим изменить направление полета (т.е. повернуть планер), мы должны применить сила в том направлении, в котором мы хотим идти. Если бы мы вели машину, мы могли бы указать в этом направлении, и трение между шинами и дорогой обеспечит усилие поворота, если мы не ехали по льду. Поскольку воздух даже скользче, чем лед, направить планер в новом направлении не очень хорошо. Сильнейший управляемая сила, которую мы имеем в планере, - это подъемная сила.В прямом полете подъемник направлены вверх, если смотреть спереди или сзади. Если мы катим планер так что подъемник наклонен в одну сторону, у нас есть горизонтальная составляющая подъема, действовать как необходимая сила, чтобы изменить направление нашего полета. Потому что вертикаль компонент подъемной силы все еще должен быть равным по весу, общий подъем, представленный красный вектор на иллюстрации должен быть увеличен. Обычно это достигается увеличить угол атаки, но планер, оставленный в покое, сделает это, пожертвовав высота для скорости.«Иногда во время ранних тренировок на крутых поворотах нос может быть позволено опуститься слишком низко, что приведет к значительной потере высоты. Для восстановления пилот должен сначала уменьшить угол крена с согласованным использованием. руля направления и элеронов, затем поднимите нос самолета .. с помощью руля высоты ". (9)

Неуравновешенная сила из-за горизонтальной составляющей подъемной силы заставляет планер ускоряться к низкому крылу, но поворот включает в себя рыскание в сочетании с этим боковым движением.Вот, На помощь приходит стабильность направления. Планер действительно "не любит" двигаться вбок и рыскание, чтобы его фюзеляж был более или менее выровнен с его направлением путешествовать. Обратите внимание, что для поворота не нужен руль направления; фиксированный вертикальный хвост будут обеспечьте действие рыскания, описанное здесь, но, как мы скоро увидим, есть функции руля направления, связанные с эффективным поворотом.

Прежде чем оставить это описание поворотов, мы должны рассмотреть взаимосвязь между скоростью, углом крена и радиусом разворота.Одна формула, которая связывает их: радиус (футы) = скорость (узлы) в квадрате, деленный на (тангенс угла крена, умноженный на 11,26). Это означает, например, что если вы удвоите скорость при сохранении того же угла крена, вы увеличите радиус в четыре раза. Это также увеличило бы окружность поворота в четыре раза, и, хотя скорость удвоилась, для завершения круга требуется в два раза больше времени. Таким образом, скорость поворота (в градусах в секунду) вдвое меньше. Чтобы увеличить скорость поворота , наклоните более круто и / или снизьте скорость.(ROT = [1091 тангенс угла крена], деленный на скорость) Более интересным для пилотов планеров, кружащих в термике, можно точно так же уменьшить радиус поворота и .


НЕБЛАГОПРИЯТНОЕ рыскание

Разворот - это более сложный маневр, чем предполагает предыдущее описание. Пока параплан катится в поворот (а также выкатывается), увеличение подъемной силы на поднимающемся крыле сопровождается увеличением индуцированного сопротивления что вызывает "неблагоприятное рыскание", движение рыскания, противоположное предполагаемому повороту. направление при скатывании.Единственная функция руля по очереди вход и откат должны компенсировать это неблагоприятное рыскание. Наша иллюстрация показывает банковское дело при левом повороте без руля - нос рыскает вправо. "Если нос начинает двигаться до начала крена, значит, руль направления тоже применяется. скоро. Если крен начинается до того, как нос начинает поворачиваться, или нос движется в в противоположном направлении, руль применяется слишком поздно ». (9) Неблагоприятный рыскание больше для планеров, чем у большинства самолетов, потому что большой размах крыла обеспечивает большую плечо рычага, через которое действует сила.Это обычно намного заметнее на малых скоростях, потому что крыло уже работает на высоких коэффициент подъемной силы. Коэффициент индуцированного сопротивления зависит от квадрата коэффициент подъемной силы, поэтому такое же увеличение подъемной силы из-за отклонения элеронов приводит к при более значительном рыскании на низкой скорости, чем на высокой.


ЗАВЕРШЕНИЕ БАНКА И РЫСКАНИЕ В ПОВОРОТЕ

Как только поворот установлен, крыло на внешней стороне поворота движется быстрее, чем тот, что внутри, потому что он пересекает больший круг в в то же время.Поскольку подъемная сила и лобовое сопротивление увеличиваются со скоростью, они больше. для внешнего крыла и приведет к «тенденции к выходу за пределы берега» и «рысканию от установленный поворот ", соответственно. Обратите внимание, что этот рыскание не то же самое, что неблагоприятный рыскание, но исправлено таким же образом, с помощью руля направления, чтобы фюзеляж был выровнен с направлением полета. Избыточный крен корректируется элеронами напротив направление поворота. Оба эти явления гораздо более очевидны на планерах, чем на планерах. другой самолет, потому что более длинные крылья планера обеспечивают большую скорость разница между законцовками крыла.Они зависят от размаха крыльев и поворота. радиус. Формула радиуса поворота в футах:

r = V 2 / (11,26 x тангенс угла крена) где V - скорость в узлах. Таким образом, радиус поворота зависит от квадрата скорости. Скорость поворота , в градусах в секунду, увеличивается с углом крена и уменьшается со скоростью. Поскольку на радиус поворота влияют как угол крена, так и скорость, выход за пределы крена и рыскание от направления поворота наиболее очевиден при относительно крутых углах крена при нормальной скорости и даже на небольшой глубине углы крена на очень малых скоростях.

Когда мы обсуждали стабильность, мы отметили, что хорошо спроектированный самолет имеет тенденцию возвращаться к горизонтальному полету крыльев при возмущении относительно продольной оси. Это как раз наоборот о том, что происходит при чрезмерном банковском обслуживании. Когда противостоящие силы стабильности и овербанк равны, самолет остается в разворот без смещения элеронов. Это определяется как средний крен . В пологом повороте преобладает устойчивость, и самолету может потребоваться элерон в направлении поворота для поддержания угла крена.В поворотах крутых преобладает перебег, а элероны противодействуют. до поворота обязательна. Для большинства планеров, пологих и средних поворотов по этим определения происходят под очень маленькими углами.


КОЭФФИЦИЕНТ НАГРУЗКИ В ОБОРОТАХ
Мы показали, что при повороте необходимо увеличивать общую подъемную силу. Мы можем использовать технику векторной графики, чтобы найти, что для 60-градусного банка общая подъемная сила должна быть в два раза больше веса планера. Отношение полной подъемной силы крыла к общей массе планера составляет называется «коэффициент загрузки».

Как показано на этом графике, при угле крена чуть более 80 o коэффициент нагрузки превышает 6. Скорость сваливания увеличивается как квадратный корень из нагрузки. фактор; на крене 60 градусов коэффициент нагрузки равен 2, а скорость сваливания увеличивается на 41%. Все остальные скорости производительности, которые мы обсудим позже, будут затронуты. так же. Учтите, что коэффициент нагрузки зависит только от угла крена; это независимо скорости.

ЦЕНТРОБЕЖНАЯ СИЛА, ЦЕНТРОБЕЖНАЯ СИЛА И ПОДЪЕМНИК

Старый трюк, который использовали молодые люди, которые только что научились водить машину, заключался в том, чтобы поверните направо, чтобы девушка рядом с ними прижалась к ним.Меньше романтические наблюдатели сказали бы, что только центробежная сила заставляла женщину прижаться. Возможно, более точное объяснение состоит в том, что поворотный автомобиль нажал против молодого человека, который, в свою очередь, давил на девушку, чтобы заставить все из них повернуть направо. Мы снова ищем ответ у Ньютона. Действительно, превращая машина, планер или два влюбленных молодых человека требуют применения силы в том направлении, в котором мы хотим перемена. Общее название этой силы - «центростремительная сила», и согласно Третий закон Ньютона будет сопровождаться равной, но противоположной реакцией: которую мы называем «центробежной силой».

При скоординированном повороте по крену центробежная сила равна горизонтальная составляющая подъема. Равнодействующая центробежной силы и веса, на рисунке красным цветом показан кажущийся вес планера, который должен поддерживаться полным подъемом. Если поворот не согласован, центробежная сила не будет равно горизонтальной составляющей подъемной силы. Однако это должно быть равно центростремительной силе, или Ньютон ошибается.Объяснение состоит в том, что Фюзеляж планера создает центростремительную силу, когда планер скользит или занос в повороте. Фюзеляж, действующий как относительно неэффективный аэродинамический профиль, когда он наклонен к относительному ветру, создает горизонтальную "подъемную" силу, которая может добавить или вычесть из эффекта горизонтальной составляющей подъемной силы «крыла».

Мы определили "коэффициент нагрузки" как отношение общей подъемной силы крыла к массе самолета и отметил, например, что банк шестидесяти градусов производит коэффициент нагрузки два.Это верно только для горизонтального полета. планер не выдерживает. Поскольку подъемная сила в прямом направлении немного меньше веса, глиссирующий полет, коэффициент перегрузки в планирующих поворотах тоже немного меньше будет в горизонтальном полете под тем же углом крена. Тем не мение, это сокращение обычно составляет менее одного процента. Большинство планеров не имеют "g" -метров для измерения коэффициента нагрузки. но пилот должен почувствовать увеличение силы «g» при крутом повороте. Если нет, то либо банк не такой круто, как думает пилот, или поворот не согласован.Распространенная ошибка для пилотов самолетов, не привыкших к необходимости руля направления в установленном повороте, скользить по крутым поворотам. Угол наклона и крен выглядят нормально, но рыскание струна смещена, и свидетельства силы "g" практически отсутствуют.


КОЭФФИЦИЕНТ НАГРУЗКИ И СКОРОСТИ ВОЗДУХА

На этой диаграмме показана взаимосвязь между воздушной скоростью и положительным и отрицательные коэффициенты нагрузки для типичного самолета. Мы ограничим наше обсуждение положительные коэффициенты нагрузки, поскольку именно с ними вы, скорее всего, столкнетесь если только вы не летите перевернутым.Изогнутые пунктирные линии обозначают максимальное коэффициент нагрузки возможен для каждой скорости. Точка «А» представляет скорость сваливания на единицу «g»; то, что мы обычно называем скоростью сваливания. Точка «Б» - скорость маневрирования. Это возникает там, где верхняя пунктирная линия пересекает линию предельной проектной нагрузки для самолета. В данном случае это около 3,8 "г". Самолет остановится перед он может достигать любой точки над пунктирной линией, независимо от того, насколько резко применяются.

Резкий ввод управления - не единственный способ, которым угол атака может внезапно усилиться.Вертикальный сдвиг ветра изменяет направление относительный ветер и может вызвать резкое увеличение угла атаки, как если бы пилот потянул за ручку. Эта возможность отражена в таблице наклонные линии обозначены 15 и 30 кадров в секунду. Вероятность столкнуться с порывом ветра больше, чем 30 кадров в секунду - это мало, поэтому, пока вы не дойдете до точки "C", порыв вряд ли перегрузит вас. самолет, создавая коэффициент нагрузки больше, чем он был разработан. На скоростях выше точки "C" вам действительно нужно летать в спокойном воздухе. где, как вы почти уверены, вы не найдете вертикального порыва со скоростью 30 кадров в секунду или выше.Вот почему это называется «осторожностью». Точка «D» - это «скорость никогда не превышается», и к нему нельзя приближаться, кроме как на ровном воздухе.


ШЛИФОВ

Когда крылья планера выровнены, подъемная сила и вес практически равны и в целом постоянный. Если подъемная сила зафиксирована, а качество скольжения численно равно соотношение подъемной силы и сопротивления, мы можем изменить качество скольжения, только изменив сопротивление. Один способ увеличение лобового сопротивления означает скольжение планера. Мы только что обсудили бланки по очереди, возможно полезно, но прямолинейные клинья, вероятно, более распространены и имеют больше применений.Мы начинаем скольжение, опуская одно крыло, точно так же, как мы делаем поворот. Предотвращать часть поворота по рысканью, мы применяем достаточно противоположный руль направления, чтобы получить прямолинейный курс. Если вам интересно, что случилось с горизонтальной составляющей подъемной силы, он компенсируется равной, но противоположной горизонтальной "подъемной" силой, создаваемой фюзеляж, который теперь находится под углом к ​​относительному ветру.

Прямолинейные скольжения бывают двух видов, хотя планер не знает разница.При боковом скольжении планер сохраняет исходный курс и скользит на один боковой, обычно для компенсации бокового ветра. При скольжении вперед планер выдерживает его первоначальный курс, но он меняет свой курс, обычно, чтобы сделать глиссаду круче. «Обычно скольжение вперед выполняется при полностью открытых тормозах или интерцепторах». (7)


СПИРАЛЬНОЕ ПОГРУЖЕНИЕ

Когда угол крена приближается к 90 градусам, коэффициент нагрузки может превышать конструктивный пределы самолета, если крыло не свалится первым из-за увеличения скорость сваливания, сопровождающая увеличение коэффициента загрузки.Поскольку планер естественная тенденция - увеличивать скорость, ныряя во время поворота, невнимательная пилот мог позволить самолету войти в "высокоскоростное спиральное пикирование", в котором Скорость планера превышает скорость сваливания даже на крутых углах крена. Результат легко могла быть структурная неисправность планера. Спиральное погружение признано высоким скорость и высокий коэффициент нагрузки (перегрузка). Восстановление требует выравнивания крыльев перед тем, как осторожно выйти из пикирования, чтобы не перенапрягать самолет.


СПИНОВ

Если планер остановится в повороте, он может начать вращение, что очень похоже на спиральное погружение, но существенно отличается. Во время штопора крыло останавливается и коэффициент перегрузки примерно равен единице, но одно крыло заглохло больше, чем другой, обеспечивающий так называемое «автоматическое вращение» вокруг продольной оси.

Подъемная сила крыла - это функция угла атаки, как показано в прилагаемой иллюстрация. При нормальных значениях угла атаки коэффициент подъемной силы увеличивается. с углом атаки.При значениях больше критического (сваливания) угла коэффициент подъемной силы уменьшается с увеличением угла атаки. При вращении вертящегося планера вокруг продольной оси угол опускания крыла составляет атака увеличивается, задерживая ее дальше. Угол атаки поднимающегося крыла составляет уменьшен, что делает его менее заглушенным.

"Если самолет скользит внутрь разворота во время сваливания возникает, он имеет тенденцию быстро катиться к внешней стороне поворота, так как нос наклоняется вниз, потому что внешнее крыло останавливается перед внутренним.Если самолет заносится за пределы разворота, он будет иметь тенденцию к перекатывайтесь внутрь поворота, потому что внутреннее крыло останавливается первым. Если согласованность разворота в момент сваливания точная, самолет нос будет отклоняться от пилота так же, как при прямом полете, поскольку оба крыла остановятся одновременно ". (9) Параплан обычно вращается с опущенным носом, но если он загружен ЦТ далеко на корме он может развить "плоское вращение", из которого восстановление может оказаться невозможным.

"В отсутствие рекомендованных производителем процедур восстановления отжима и техники рекомендуются следующие процедуры восстановления отжима. 1-УМЕНЬШИТЬ МОЩНОСТЬ; 2-ПОЗИЦИОННЫЕ ЭЛЕРОНЫ НА НЕЙТРАЛЬНО; 3-ПРИМЕНЯЙТЕ ПОЛНОСТЬЮ ПРОТИВОПОЛОЖНЫЙ РУЛЕВОЙ УПОР ПРОТИВ ВРАЩЕНИЕ; 4-ПРИМЕНЯЙТЕ ПОЛОЖИТЕЛЬНОЕ И ПРЯМОЕ ДВИЖЕНИЕ ЛИФТА ВПЕРЕД КОНТРОЛЬ НАПРАВЛЕНИЯ НЕЙТРАЛЯ, ЧТОБЫ ПРЕРЫВАТЬ СТОЙК; 5-ПОСЛЕ ОСТАНОВКИ ВРАЩЕНИЯ, НЕЙТРАЛИЗИРУЙТЕ РУЛЬ; 6-НАЧНИТЕ ПОДАВАТЬ ДАВЛЕНИЕ НА ЗАДНЕМ ЛИФТЕ, ЧТОБЫ ПОДнять НОС." (9)


На этой иллюстрации горизонтальные синие векторы представляют горизонтальное движение. законцовок крыла. Вертикальные синие векторы представляют их вертикальное движение. Красные векторы являются результатом пар синих векторов и представляют траектории полета законцовок крыла против относительного ветра. Использование руля направления для остановки вращения при вращении или для подъема низкое крыло во время сваливания для предотвращения вращения эффективно, потому что рыскание движение увеличивает поступательную скорость низкорасположенного крыла.Поскольку вертикальная скорость крыло осталось без изменений, это уменьшает угол атаки крыла (показано зеленым). Просто противоположное происходит с высоким крылом (показано коричневым цветом). Поскольку крылья заглохли, сокращение угол атаки увеличивает подъемную силу, обратное нормальному, неустановленному соотношению, а увеличение скорости всегда увеличивает подъемную силу. Использование элеронов для подбора застрявшего крыло может иметь противоположный эффект, поскольку увеличение развала пытается согните относительный ветер больше, как это делает увеличение угла атаки.

Следует отметить, что многие самолеты имеют "размывку" в крыльях и другой дизайн техники, чтобы крыло сначала остановилось у корня, чтобы элероны эффективность сохраняется. Например, хотя эллиптическая форма в плане ( форма крыла при взгляде сверху) наиболее эффективная, прямоугольная форма в плане обеспечивает лучшие характеристики сваливания, потому что сначала имеет тенденцию сваливаться у корня крыла. Однако использование руля направления для управления креном в стойле Хорошая привычка применять в любом самолете.

Обучение вращению не требуется, кроме летных инструкторов, но многие инструкторы все равно учите этому пилотов. Многие кроссовки сложно вращать, но вращение началось и восстановление может быть продемонстрировано, применяя полный руль направления в желаемом направлении вращения, удерживая полный лифт. Затем выполните восстановление, как только спин признан. "Цель демонстрационного маневра в стойле с перекрестным контролем - показать эффект от неправильной техники контроля и подчеркнуть важность использования скоординированные контрольные давления при поворотах." (9)


СКОРОСТЬ УПРАВЛЕНИЯ

Сравнивая спины и спиральные погружения, мы заметили, что не можем перегрузить самолет, если крыло остановилось до достижения предельного коэффициента нагрузки. Скорость сваливания, соответствующая максимально допустимому коэффициенту нагрузки, называется "скорость маневрирования" и на этой или более низких скоростях резкие управляющие воздействия будут привести к останову до того, как коэффициент нагрузки достигнет чрезмерных значений. Это соответствующий предел скорости в условиях сильной турбулентности, чтобы избежать чрезмерной нагрузки на самолет.Поскольку скорость сваливания увеличивается как квадратный корень из коэффициента нагрузки, резкий подъем от пикирования может вызвать сваливание, а также вызвать перегрузку самолета.

Скорость маневрирования, и все другие рабочие скорости зависят от веса самолета. Если только одно значение приведено в руководстве к вашему самолету, вероятно, для максимальной полной массы. Хотя это может показаться нелогичным, скорость маневрирования ниже максимального веса. Вы может подумать, что у тяжелого планера легче сломать крылья, чем у светлый.Объяснение заключается в том, что другие части самолета, такие как сиденья, на которых вы сидите, также рассчитаны на максимальное допустимый коэффициент загрузки. Более легкий самолет будет реагировать на заданный порыв сильнее. коэффициент нагрузки, чем у более тяжелого самолета, поэтому все компоненты подвергаются более высокой перегрузке. Решение состоит в том, чтобы летать медленнее, если ваш общий вес ниже максимального. Если ваше руководство не говорит вам, насколько медленнее, уменьшите скорость маневрирования на половину процента ниже вашего максимальный вес брутто (т.е.е. Если ваш вес на 20% ниже максимального, уменьшите скорость маневрирования на 10%).


ВЛИЯНИЕ УДЕРЖАНИЯ НА СООТВЕТСТВИЕ ГЛАДКОСТИ

Признавая, что подъемная сила по существу равна весу в прямом полете, тогда Единственная переменная, влияющая на качество скольжения - лобовое сопротивление. Для улучшения качества скольжения мы должны уменьшить бремя. Наведенное сопротивление можно уменьшить, увеличив удлинение (размах крыла разделен на по средней хорде). Сопротивление паразитов можно уменьшить, сделав компоненты планера как маленький и обтекаемый, насколько это возможно.Если мы хотим сделать нашу глиссаду круче, т.е. уменьшив отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению, мы должны увеличить сопротивление. Есть несколько способов сделать тот; один, как мы уже видели, состоит в том, чтобы установить промах. Очевидно, что фюзеляж создает большее сопротивление когда он не совмещен с относительным ветром.

Устройства с высоким лобовым сопротивлением, такие как тормозные парашюты, эффективны для снижения отношения подъемной силы к сопротивлению. но обеспечивают ограниченный контроль. Спойлеры и тормоза для пикирования могут быть раскрывается и убирается, обеспечивая отличный контроль глиссады.Обратите внимание, что спойлеры, названные так потому, что они портят подъемную силу, на самом деле делают глиссаду более крутой через их влияние на сопротивление. Подъемная сила, которую они портят на одной части крыла, должна составлять остальную часть крыла, так как полет в установившемся режиме требует, чтобы поднимите равный вес.

Аналогичным образом, устройства высокого подъема, обычно ограниченные закрылками на Глайдеры, когда используются для увеличения крутизны глиссады, делают это, потому что они увеличивают сопротивление. Они позволяют получить подъем, равный весу, на более низкой скорости (полезно, когда термическое воздействие), и они обычно также снижают скорость сваливания.Положительное раскрытие лоскута ассоциируется с низкой скоростью, но некоторые планеры с высокими характеристиками также обеспечивают для отрицательного раскрытия закрылка для повышения производительности на высокой скорости.

Спойлеры также могут использоваться, когда планер стоит на земле, припаркован или движется, чтобы минимизировать влияние сильного ветра.


ПОЛЯРНАЯ КРИВАЯ ПЛАНА

Наиболее часто используемый способ изменения качества скольжения - изменение скорости. Вспоминая это индуцированное сопротивление увеличивается на низких скоростях, а сопротивление паразитов увеличивается на высоких скорости, мы видим, что планер, летящий очень медленно или очень быстро, имеет относительно плохое качество скольжения.Если построить график зависимости скорости снижения от скорости полета для планера, мы получим Кривую называют планер «полярным». Термин «полярный» происходит от того, что в его В чистом виде мы бы построили график зависимости скорости от угла скольжения. Так как углы такие small, мы можем получить более читаемый график, преобразовав в прямоугольные координаты и увеличивая вертикальный масштаб. Полученная кривая выглядит очень похоже на то, что кривая полного сопротивления перевернулась по очевидным причинам.

Если графики кажутся вам слишком сложными для математики, возможно, следующее объяснение поможет.

Допустим, у нас есть четыре планера Schweizer SGS 1-26, идентичных кроме цвета. Для нашего теста мы выстроим их в линию и полетим на них при скоростях и скоростях снижения, указанных в следующей таблице:

Планер
Скорость полета 26 узлов 31 Узел 42 узла 62 Узлов
Скорость оседания 1.8 узлов 1,6 узлов 1,9 узлов 3,2 узла

Если четыре планера стартуют вместе и движутся в одном направлении при их соответствующих скоростях и скорости снижения вид сбоку будет выглядеть как это. Через одну минуту их положение относительно стартового точки будут показаны графиком расстояний (для простоты пусть один узел = 100 футов в минуту - погрешность тривиальная).Это означает что синий планер пролетел 2600 футов по горизонтали и 180 футов вертикально. Точно так же зеленый планер пролетел 3100 футов по горизонтали. и 160 футов по вертикали, желтый планер - 4200 футов по горизонтали и 190 футов по вертикали, а красный планер - 6200 футов по горизонтали и 320 футов по вертикали.

Теперь, если мы соединим парапланы плавной кривой и изменим шкалы расстояний до шкал скорости, мы только что нарисовали полярную кривую для Schweizer SGS 1-26.



Итак, что мы можем сделать с полярной кривой?
Давайте представим, что мы начали это упражнение с планерами на высоте 320 футов выше земля. Красный планер уже приземляется (на самом деле рушится потому что мы не оставляли места для вспышки). Если мы продолжим спуск других планеров до тех пор, пока также не появятся синие и желтые планеры. достигнув поверхности, мы видим несколько вещей. Во-первых, желтый планер идет дальше, чем любой другой, теряя при этом 320 футов.Синий планер приземлился примерно в то же время, но не зашел так далеко. В зеленый планер все еще находится в воздухе, но он рухнет поверх красного планер, если он не перемещается быстро.

МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ РАКОВИНЫ
Два из этих планеров представляют собой важные точки на полярной кривой. У зеленого планера самая низкая скорость снижения из всех. Это будет держать вас в воздух дольше всего, но далеко не уйдет.Запись что его глиссада пересекает полярную кривую в самой высокой точке. Если мы поднимемся от самой высокой точки полярной кривой к воздушной скорости По шкале мы находим, что минимальная скорость снижения для SGS 1-26 составляет 31 узел (35 миль / ч). Если двигаться горизонтально влево, мы обнаружим, что минимальная Скорость снижения составляет 1,6 узла (160 футов в минуту).

НАИЛУЧШАЯ СКОРОСТЬ ГЛАДКИ
Желтый планер имеет лучшее качество скольжения из всех.Значит, это будет скользить в неподвижном воздухе дальше, чем любой другой планер, с заданной потерей высоты. Линия от начала координат (точка 0, 0) графика, которая касательная (только касается) полярной кривой, представляет собой глиссаду желтый планер. Если мы переместимся вверх от точки, где линия касается полярной кривой к шкале воздушной скорости, мы находим, что скорость, обеспечивает это лучшее планирование - 42 узла (48 миль в час). Если мы переедем по горизонтали слева от точки касания находим соответствующая скорость снижения, 1.9 узлов (190 футов в минуту).
Мы растянули шкалу раковины на нашем графике, чтобы ее было легче читать. Если мы использовал ту же шкалу, что и шкалу воздушной скорости, угол между траектория полета планера и горизонтальная ось будут фактическим глиссированием угол, достигаемый планером. Вы можете видеть, что наименьший угол, который может быть нарисованная от начала координат до полярной кривой - это та, которая просто касается кривой. Вот почему точка касания представляет собой лучшую скорость планирования для планера.

Если бы воздух всегда был неподвижен, это все, что нам нужно было бы знать о полярных кривые. Минимальная скорость погружения продержит нас в воздухе дольше всех. а лучшая скорость планирования позволила бы нам преодолеть наибольшее расстояние. К счастью для пилотов-планеристов, воздух часто движется как вертикально, так и вертикально. и по горизонтали. Когда он поднимается быстрее, чем наша скорость снижения в нем мы можем подняться. Когда он идет вниз, нам нужно изменить нашу лучшую скорость скольжения. чтобы оптимизировать наш полет за счет тонущего воздуха.


СКОРОСТЬ-ЛЕТ НА РАССТОЯНИЕ

Чтобы увидеть, как тонет воздух влияет на наше планирование, давайте сравним красный и желтый планеры. Если оба войдут в воздушную массу, которая опускается на 300 футов в минуту (3 узла), их скорость снижения будет соответственно увеличиваются. Желтый планер теперь тонет со скоростью 4,9 узла. (1,9 в пределах воздушной массы плюс 3 для скорости снижения воздушной массы). Красный планер теперь тонет со скоростью 6,2 узла (3,2 + 3,0). Оба входят в воздушную массу при такая же высота; наша цель - выйти на другую сторону с наименьшая потеря высоты.Хотя красный планер тонет быстрее, он также движется по горизонтали намного быстрее (62 узла против 42 узла). В в результате он выходит из тонущего воздуха на большей высоте чем желтый планер. Красный планер имеет лучшее качество полета, относительно земли, чем желтый, хотя желтый Планер имеет лучшее качество планирования по сравнению с воздушной массой.

К настоящему времени вы, возможно, заметили, что скорости наших планеров эти примеры были выбраны не случайно.Зеленый планер летит при минимальной скорости снижения, желтый планер на максимальной скорости скольжения (также называется лучшей скоростью L / D, потому что качество скольжения в неподвижном воздухе численно равен отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению), а красный планер равен полет со скоростью Speed-to-Fly для SGS 1-26, летящий в воздушной массе, которая опускается со скоростью 300 футов в минуту. А пока мы определим Speed-to-Fly как скорость, которая обеспечивает самое ровное скольжение в конвекционных и ветер, потому что он был так определен FAA в предшественнике Стандарты практических испытаний.А теперь давайте посмотрим, насколько Speed-to-Fly может быть определяется по полярной кривой для любой скорости снижения воздушной массы.

В наших предыдущих примерах наша полярная кривая показывала относительную производительность к воздушной массе, в которой летел планер. Это был действительно родственник на землю только в неподвижном воздухе. Действителен относительно земли кривая должна быть смещена в направлении и на величину, воздушная масса движется. В этом примере воздух опускается на 300 футов. в минуту (3 узла), поэтому мы перемещаем кривую на 3 узла вниз.

Чтобы определить скорость полета для любого условия, мы проводим линию от начало координат, касающееся кривой. Затем рисуем линию прямо вверх от точки касания к шкале скорости. В этом случае Скорость полета 62 узла. Вас это удивило?


Если вы пытались определить скорость полета по полярной кривой, нарисованной на листе бумаги (может быть, для пилота-экзаменатора), вы бы нашли его неудобно перерисовывать кривую для каждой скорости снижения воздушной массы.

Более простой способ достичь той же цели - поднять источник графика на величину, равную скорости снижения массы воздуха, а затем проведите касательную к исходной кривой из этой точки. Чтобы сохранить наши примеры согласуются, предположим, что скорость снижения воздушной массы составляет 3 узла и переместите начало координат на 3 узла вверх. Теперь касательная к исходной кривой происходит при тех же 62 узлах, которые мы нашли в предыдущем примере. когда при использовании этого метода обязательно помните, что скорость снижения планера равна сумма его скорости снижения в воздушной массе и скорости снижения сама воздушная масса.В данном случае это 6,2 узла (сток воздушной массы 3 узла. плюс погружение планера в воздушной массе 3,2 узла = 6,2 узла).

Мы можем использовать ту же технику, чтобы определить скорость полета для любого движение воздушной массы.

Если воздух поднимается, мы смещаем начало вниз на величину, равную скорости, с которой поднимается воздух, и затем проведите касательную от этой точки к полярной кривой. Это дает допустимая скорость, только если мы планируем лететь прямо через лифт.Если мы планируете кружить в лифте, другие факторы определяют скорость, оптимизирует нашу скорость набора высоты.

Для встречного ветра мы смещаем начало координат вправо, используя скорость полета шкала, чтобы определить, как далеко мы его переместим. Для попутного ветра вытесняем происхождение слева.


Мы также можем комбинировать вертикальное и горизонтальное движение воздушных масс, когда оба существовать. На примере показано, как совместить раковину и встречный ветер.

Вы можете подумать: «Это все очень интересно, но как мне это использовать? в воздухе.Я не собираюсь носить с собой диаграммы полярных кривых в планера и нарисуйте касательные для каждого условия, с которым я сталкиваюсь. "Вы правильно. Полученная здесь информация должна быть преобразована в кокпит. дисплеи и / или практические правила для использования в полете.

Сначала давайте обсудим встречный и попутный ветер. Вы должны оценить их ценности, поэтому практическое правило ничем не хуже. Если бы вы были графически оценить несколько различных ветровых условий, вы найдете точка касания сдвинется примерно на половину от начала координат.Таким образом, хорошее правило: «Добавьте примерно половину оценочной стоимости встречного ветра, и вычтите примерно половину значения попутного ветра из Speed-to-Fly предназначен для подъема или мойки ».

Здесь следует отметить, что тесты знаний FAA игнорируют вертикальный воздух. движение между термиками, когда вопрос касается скорости полета. Если вы столкнетесь с вопросом о скорости ветра, Правильный ответ - добавить половину встречного ветра к лучшей скорости планирования .

Но вы можете эффективно летать между термиками, когда воздух движется вертикально, даже если FAA это не волнует. Поскольку термики являются частью воздушной массы, в которой вы летите, на них влияет ветер так же, как и на планер, поэтому ветер можно игнорировать, если вы не пытаетесь достичь точки на земле (это , а не , на которое влияет ветер). Примером того, когда вы хотите учесть ветер, является попытка вернуться в аэропорт против встречного ветра.Инстинкт, вероятно, подсказывает вам оттянуть ручку, чтобы «растянуть» планку, но правильнее всего делать это вперед, пока воздушная скорость не станет равной скорости полета плюс половина встречного ветра.

У нас есть инструмент в планере, чтобы дать нам информация, необходимая для определения скорости полета при подъеме и опускании. Графический процесс, использованный для определения скорости полета, дал нам скорость снижения воздушной массы и скорость снижения планера в пределах воздушная масса. Их сумма - это значение, которое будет указано на вариометр.Мы могли бы выбрать несколько репрезентативных значений Speed-to-Fly. и наклеить их на панель рядом с соответствующим вариометром показания, используя этикетировщик. Лучше инвестировать в кольцо скорости для имеющейся у нас комбинации планер / вариометр. Скорость кольцо регулируется, но для нашего текущего определения Speed-to-Fly оно должен быть установлен так, чтобы стрелка на кольце указывала на «0» на вариометр. Затем, когда вариометр указывает на любую скорость спуска, он также указывает на соответствующий Speed-to-Fly - тот, который обеспечивают самое ровное скольжение в этих условиях.Наш пример показывает Скорость полета варьируется от 42 узлов в неподвижном воздухе до 62 узлов при снижении до 3 узлов.


ВЛИЯНИЕ ВЕСА

Используемые здесь данные о производительности основаны на SGS 1-26 при 575 фунтах. вес брутто, как показано в Приложении A, The Joy of Soaring (12) .

Различные полярные кривые существуют для одного и того же параплана на каждом валовом уровне. вес. По мере увеличения веса полярный движется вниз и вправо. и становится чуть более плоским, но сохраняет примерно такую ​​же форму.Увеличиваются воздушная скорость и скорость снижения в эквивалентных точках на кривые, но их соотношение остается прежним. И тяжелые, и легкие планеры достичь такого же наилучшего качества скольжения, как показано здесь, но тяжелый планер делает это в более высокая скорость. Это причина использования балласта для улучшения характеристики скольжения, когда термики достаточно сильные, даже если страдает скороподъемность.

Формула подъемной силы, создаваемой крылом: L = C L x d / 2 x S x V 2 , где L - подъемная сила, C L - коэффициент подъемной силы (прямо пропорциональный углу атаковать, если крыло не остановлено), "d" - плотность воздуха, S - площадь крыла, V - скорость полета.Формула для полного сопротивления: D = C D x d / 2 x S x V 2 , где D - общая сила сопротивления, C D - коэффициент полного сопротивления, равный сумме коэффициентов паразита и индуцированного сопротивления, а остальные термины такие же, как в лифте формула. Формула для коэффициента полного сопротивления: C D = C 0 + C L 2 / (х А х е). C 0 - коэффициент паразитного сопротивления, практически постоянный.Оставшееся выражение показывает, что индуцированное сопротивление сильно зависит от коэффициент подъемной силы (большой угол атаки, как правило, на низкой скорости) и соотношение сторон (А). "e" используется для учета других факторов, но его значение обычно близко к 1 для планеры. Не паникуйте; от вас не требуется запоминать эти формулы.

сообщение, которое вам нужно получить, заключается в том, что и подъемная сила, и сопротивление зависят от плотности воздуха и воздушной скорости и двух факторов, связанных с конкретным планером, площадью крыла и коэффициент подъемной силы.Когда вес увеличивается, подъемная сила должна увеличиваться пропорционально. Если мы должны летать на планере в той же воздушной массе (например, той же плотности), с той же площади крыла и максимально эффективного коэффициента подъемной силы мы должны увеличить воздушная скорость. Когда мы это делаем, сопротивление увеличивается в той же пропорции, что и подъемная сила, поэтому соотношение подъемной силы / лобового сопротивления остается прежним.


ЭФФЕКТ ТОЧКИ

Увеличение коэффициента нагрузки, которое сопровождает полет при развороте, эквивалентно увеличению увеличение веса по отношению к летной скорости.Полярная кривая эффективно смещен вниз и вправо. Самый важный аспект этого shift заключается в том, что минимальная скорость снижения при повороте (например, при термическом воздействии) выше чем в прямом полете. Это увеличение, как и скорость сваливания, пропорционально к квадратному корню из коэффициента нагрузки и равняется увеличению на 4l% при крене 60 градусов.


Следует отметить, что графики характеристик планера, использованные в тестах знаний FAA (показано ниже) не представлены в том же формате, что и на наших иллюстрациях.Кривая с надписью "GLIDE ANGLE" выглядит как полярная кривая, но это не так. Он выводится из полярной кривой и позволяет напрямую измерять качество глиссады (не действительно угол скольжения). Кривая помечена «СКОРОСТЬ ПОГРУЖЕНИЯ» по существу аналогична полярным кривым, которые мы использовали, за исключением того, что она перевернут. Некоторые инженеры предпочитают это, но многие пилоты-планеры находят эту версию это показывает увеличение погружения, а не вверх, чтобы быть более логичным. если ты хотел найти наилучшую скорость скольжения графически из этого графика, вам придется расширить оба возвращаются к нулю, поскольку именно здесь должна начинаться касательная.

В новой публикации FAA "Руководство по полетам на планере" (18) полярные кривые показаны таким же образом. что мы сделали это здесь, так что некоторые будущие версии теста знаний могут сделать то же самое. В А пока внимательно проверьте иллюстрации, как они обозначены. Подобные кривые делают не всегда представляют одну и ту же информацию.


& копия 2005 Джим Д. Берч 602-942-2734 [email protected]

Чтобы вернуться к содержанию, выберите TOC.

Основы аэродинамики - Скачать PDF бесплатно

1 Основы аэродинамики, четвертое издание Джон Д.Андерсон младший; Куратор аэродинамики Национальный музей воздуха и космоса Смитсоновский институт * и почетный профессор Мэрилендского университета Мак Гроу Хилл Высшее образование Бостон Берр-Ридж, Иллинойс Дубьюк, штат Айова Мэдисон, Висконсин Нью-Йорк Сан-Франциско Сент-Луис Бангкок Богота Каракас Куала-Лумпур Лиссабон Лондон Мадрид Мехико Милан Монреаль Нью-Дели Сантьяго Сеул Сингапур Сидней Тайбэй Торонто

2 СОДЕРЖАНИЕ Предисловие к первому изданию Предисловие к четвертому изданию xix xxiii ЧАСТЬ J.Фундаментальные принципы 1_ Глава 1 Аэродинамика: некоторые вводные мысли Важность аэродинамики: исторические примеры 5; ; 1.2 Аэродинамика: классификация и дорожная карта практических целей для этой главы Некоторые фундаментальные аэродинамические переменные Единицы Аэродинамические силы и моменты Центр анализа размеров давления: Теорема Бэкингема Пи Сходство потоков Статика жидкости: типы сил плавучести: континуум потока в сравнении с потоком со свободными молекулами Невязкий поток в сравнении с Вязкий поток Сравнение несжимаемого и сжимаемого потоков Режимы числа Маха Вязкий поток: введение в пограничные слои 64 I ',.II., Прикладная аэродинамика: аэродинамические коэффициенты, их величины и вариации. Историческая записка: призрачный центр давления. Историческая записка: сводные задачи аэродинамических коэффициентов 92 »Аэродинамика: некоторые фундаментальные принципы и уравнения 95" 2.1 Введение и обзор векторной карты. Алгебра Типичные ортогональные системы координат Скалярные и векторные поля 102 \ '' \: T \ Градиент скалярных и векторных произведений градиента скалярного поля. Расходимость векторного поля. Ротор векторного поля. Интегралы по линии. Интегралы Сводные модели жидкости: контрольные объемы и элементы жидкости Подход с конечным контрольным объемом Подход с бесконечно малым жидким элементом Молекулярный подход 111 A xi

3 xii Содержание Физический смысл расхождения скоростей. Спецификация уравнения непрерывности поля потока. Уравнение импульса. Применение уравнения импульса: сопротивление двумерного тела. Комментарий. Уравнение энергии. 136., 2.8 Промежуточное резюме Существенные производные Основные уравнения в терминах существенных производных траекторий, линий тока и полос угловой скорости потока, завихренности и деформации циркуляции m..162 ,, 2.14 Функция потока 165; 2.15 Связь потенциала скорости между функцией потока и потенциалом скорости Как мы решаем уравнения? Теоретические (аналитические) решения. Численные решения. Вычислительная гидродинамика (CFD) Общая картина Сводные задачи 185 ЧАСТЬ Ad Tnvist iri.Несжимаемый поток 187 Глава 3 Основы невязкого, несжимаемого потока Введение и дорожная карта Уравнение Бернулли Несжимаемый поток в воздуховоде: Вентури и низкоскоростной аэродинамический туннель Трубка Пито: измерение коэффициента атмосферного давления. Несжимаемый ряд: уравнение Лапласа Граничные условия бесконечности Граничные условия стены Промежуточная сводка Равномерный поток: наш первый элементарный поток Исходный поток: наш второй элементарный поток 2 2 9, сочетание равномерного потока с источником и стоком 233, 3.0 <3,19 Историческая записка: Бернулли и Эйлер Истоки теоретической гидродинамики 282 * 3.20 Историческая записка: Даламбер и его парадокс Резюме Задачи 291

4 Содержание xiii Глава 4_ Обтекание несжимаемым профилем профиля Введение Номенклатура профиля Характеристики профиля; 302 «4.4. Философия теоретических решений для аэродинамических профилей с низкоскоростным потоком: вихревой лист. Условия Кутты без трения могли бы мы иметь« / подъем? » ; Теорема Кельвина о циркуляции и начальный вихрь »Классическая теория тонкого профиля:« Симметричный профиль. Изогнутый профиль. Аэродинамический центр: дополнительные соображения. 338 »4.10 Поднятие потоков над произвольными телами: численный метод вихревой панели Современные низкоскоростные профили Вязкий поток: сопротивление аэродинамического профиля 352 4: 12.1 Оценка сопротивления поверхностного трения: ламинарный поток Оценка сопротивления поверхностного трения: турбулентный поток> Разделение переходного потока Комментарий Прикладная аэродинамика; Обтекание аэродинамического профиля Реальный случай Историческая справка: ранняя конструкция самолета и роль толщины аэродинамического профиля Историческое примечание: Кутта, Жуковски и теория циркуляции подъемной силы Сводные задачи 388 Глава 5 Несжимаемый поток над конечными крыльями Введение: промывка вниз и индуцированное сопротивление Вихревая нить, закон Био-Савара и теоремы Гельмгольца 400 5.Историческая справка по теории крыла: Prandtl The. Man Summary Problems 464 Трехмерный несжимаемый поток Intfdiiuction Трехмерный источник Трехмерный дублетный поток над сферой Комментарий к трехмерному эффекту разгрузки Общие трехмерные потоки: панельные методы; Прикладная аэродинамика: обтекание сферы Реальный случай Сводные задачи 481

5 xiv Содержание ЧАСТЬ... InvisciH T Сжимаемый поток 483 Глава 7 Сжимаемый поток: некоторые предварительные аспекты Введение Краткий обзор термодинамики Внутренняя энергия идеального газа и энтальпия Первый закон термодинамики и второй закон термодинамики ! : Compressible Flow 499; 7.5 Определение полных (застойных) условий ':: 7.6 Некоторые аспекты сверхзвукового потока:' Ударные волны <Общие проблемы 513 Глава S: Нормальные ударные волны и связанные темы Введение Основные уравнения нормального удара Скорость звука Специальные формы уравнения энергии , Когда поток сжимаем? Расчет нормальных ударно-волновых свойств Измерение скорости в сжимаемом потоке Дозвуковое сжимаемое течение Сверхзвуковое течение Сводные задачи.556,; ; Глава 9; : Косая ударная волна и волны расширения Введение '' 560 'J': 9.2 Взаимосвязь косого удара Сверхзвуковой поток над клиньями и конусами 580 '"' 9.4 Ударные взаимодействия и отражения Отдельная ударная волна перед тупым телом Волны расширения Прандтля-Мейера Ударное расширение Теория; приложения к сверхзвуковым аэродинамическим профилям Комментарий к коэффициентам подъемной силы и сопротивления вязкого потока: взаимодействие ударной волны / граничного слоя (506, 9.10 Историческая справка: Эрнст Мах Резюме биографического очерка 611 ,, 9.10.3 Потоки через сопла Подробнее о массовом расходе, диффузорах Сверхзвуковые аэродинамические трубы Вязкий поток: взаимодействие ударной волны / пограничного слоя внутри сопел Сводные задачи 655

6 Содержание f xv Глава 11 Дозвуковое сжимаемое течение над аэродинамическими профилями: линейная теория Введение Уравнение потенциала скорости Линеаризованное уравнение потенциала скорости Уравнение Прандтля-Глауэрта Сжимаемость и исправление 668., 11.5 Улучшенные поправки на сжимаемость Критическое число Маха 674, Комментарий к положению минимального давления (максимальной скорости) Число Маха увлечения-расхождения: Звуковой барьер Правило площади Сверхкритические приложения CFD на аэродинамический профиль: трансзвуковые крылья и крылья 695> Историческая справка; Высокоскоростные крыловые профили - Ранние исследования и разработки Историческая записка: RichardJ. Whi.tcomb, архитектор правила площади и сводные задачи сверхкритического крыла 707 Глава 12 Линеаризованный сверхзвуковой поток Введение Вывод формулы для применения формулы коэффициента линеаризованного сверхзвукового давления к сверхзвуковому аэродинамическому профилю Вязкий поток: сверхзвуковое сопротивление аэродинамического профиля Общие задачи 724 Глава 13; Введение в численные методы нелинейного сверхзвукового течения 725 13.14.5. Гиперзвуковая ударно-волновая связь и другой взгляд на теорию Ньютона. Независимость от числа Маха. Гиперсоника и вычислительная гидродинамика. Сводные задачи 787

.

7 xvi Содержание ЧАСТЬ "T Вязкий поток 789 Глава 15. Введение в фундаментальные принципы и уравнения вязкого потока Введение Качественные аспекты вязкости и теплопроводности вязкого потока 80i 15.4 Уравнения Навье-Штбкса Решение параметров подобия энергии вязкого потока для вязких потоков: предварительное обсуждение '818' '' 15.8 Краткие задачи 823 Глава 16 Некоторые частные случаи; Течения Куэтта и Пуазейля Введение Течение Куэтта; Общее обсуждение Несжимаемый (постоянное свойство) Поток Куэтта Пренебрежимо малая вязкая диссипация Равные температуры стенок Условия адиабатической стенки (адиабатическая температура стенки) Фактор восстановления Аналогия Рейнольдса Промежуточная сводка Сжимаемый поток Куэтта Метод стрельбы Зависящий от времени метод конечных разностей Результаты для сжимаемого потока Куэтта Некоторые аналитические соображения Два -Размерный поток Пуазейля * Сводка, 865.. ,, Течение Куэтта 865.> Поток Пуазейля 865 Глава "17, Введение в пограничные слои Введение Свойства пограничного слоя Уравнения пограничного слоя Как мы решаем уравнения пограничного слоя? Резюме, 881 Глава 18 Ламинарные пограничные слои Введение 883 ' > '18.2 Несжимаемый поток над плоской пластиной: раствор Блазиуса Сжимаемый поток над плоской пластиной Комментарий к изменению сопротивления со скоростью 902' 18.4 Эталонный метод измерения температуры 1 Последние достижения: метод эталонной температуры Meador-Smart Аэродинамическое нагревание точки застоя 907! ! 18.6 Граничные слои над произвольными телами: конечно-разностное решение Метод конечных разностей 914 \ 18.7 Сводные задачи 920 Глава 19 Турбулентные пограничные слои Введение 922 '19.2 Результаты для турбулентных пограничных слоев на плоской пластине 922 <*

8 Содержание xvii Метод эталонных температур для турбулентного потока Метод эталонных температур Meador-Smart для прогнозирования турбулентного потока для моделирования турбулентности аэродинамического сопротивления Модель Болдуина-Ломакса Заключительные комментарии Сводные проблемы 932 Глава 20 Решения Навье-Стокса: некоторые примеры Введение Примеры подхода Некоторые решения обтекают обращенный назад ступенчатый поток над аэродинамическим профилем: 3.3 Обтекание всего самолета ударной волной / взаимодействием пограничного слоя Обтекание аэродинамического профиля с выступом Проблема точности прогноза сопротивления поверхностного трения Сводка 947 Приложение A Свойства изэнтропического потока 949 Приложение B Нормальные ударные свойства 955 Приложение C Прандтл- Функция Мейера и угол Маха 959 Приложение D Стандартная атмосфера, единицы СИ 963 Приложение E Стандартная атмосфера, английские технические единицы 973 ​​Библиография 981 Указатель 987 1A \

лекций по экспериментальной аэродинамике | Машиностроение и аэрокосмическая техника

Лекции по экспериментальной аэродинамике

На лекциях делается попытка предоставить студентам и исследователям обзор методов аэродинамических измерений на основе изображений и их приложений.Представленные материалы включают результаты исследований, полученные группой WMU и сотрудниками других организаций.

Включены следующие темы.

  1. Краски, чувствительные к давлению и температуре (PSP и TSP),

  2. Физический метод оптического потока для извлечения полей скорости из изображений визуализации потока,

  3. Глобальная диагностика поверхностного трения на основе визуализации поверхностного потока с люминесцентным маслом, сублимационным покрытием, TSP и PSP,

  4. Фотограмметрия / видеограмметрия для измерения статической и динамической деформации и положения модели,

  5. Соответствующие темы, включая топологию поверхностного трения, геометрию и кинематику птичьего крыла, сравнительное масштабирование неподвижных и машущих крыльев, управление потоком крыла и осаждение капель масла в турбулентном потоке.

Краски, чувствительные к давлению и температуре

Контур

  • Исторические сведения о PSP / TSP

  • Основы PSP / TSP

  • Измерение на основе интенсивности и анализ неопределенности на основе моделирования системы PSP

  • Измерение и погрешность на основе срока службы

  • Фотограмметрия и интеграция с PSP / TSP

  • Приложения PSP / TSP

  • Выводы

Полная лекция

Поток жидкости и оптический поток

Объектив -

Разработать общую теоретическую основу для извлечения полей скорости из различных изображений визуализации потока

  • Уравнение прогнозируемого движения и уравнение оптического потока

  • Вариационная формулировка и уравнения Эйлера-Лагранжа

  • Численные алгоритмы

  • Приложение для различных визуализаций потоков

Полная лекция

Извлечение полей поверхностного трения из визуализаций поверхностного потока как обратная задача

Объектив -

Для извлечения полей трения кожи с высоким разрешением из изображений визуализации поверхностного потока с использованием унифицированного подхода оптического потока

  • Визуализация глобальной люминесцентной масляной пленки (GLOF)

  • Визуализация поверхностного теплообмена с помощью TSP

  • Визуализация поверхностного массопереноса с помощью PSP и сублимирующих покрытий на воздухе и красителя в воде

Полная лекция

Топология кожного трения в области, ограниченной проницаемыми границами

Цели -

  • Для получения высокого разрешения полей поверхностного трения в областях с проницаемыми границами на поверхности в сложных трехмерных отрывных потоках

  • Для исследования топологии поверхностного трения с применением формулы индекса Пуанкаре-Бендиксона

Полная лекция

Глобальная диагностика трения кожи с использованием термочувствительной краски

Объектив -

Изучить возможность глобальной диагностики кожного трения на основе измерения температуры поверхности с использованием термочувствительной краски (TSP)

Текущее состояние -

Полная лекция

Глобальная диагностика трения кожи на основе визуализаций поверхностного массопереноса

Объектив -

Изучить возможность глобальной диагностики кожного трения на основе визуализаций поверхностного массообмена

Текущее состояние -

  • Глобальный люминесцентный измеритель трения кожи с масляной пленкой
  • Глобальная диагностика трения кожи на основе визуализации поверхностного теплообмена / температуры

Полная лекция

Топология поверхностного трения в потоках соединения крыло-тело

Цели -

  • Для получения с высоким разрешением полей трения кожи в стыке крыла с корпусом потоков из люминесцентных изображений масляной пленки, снятых под разными углами обзора и положениями
  • Для исследования топологии поверхностного трения в стыковых потоках крыла и тела на основе топологических правил

Полная лекция

Поля трения кожи на Delta Wings

Объектив -

Для картирования полей поверхностного трения на крыле с треугольным сечением 65 ° и крыле с треугольным сечением 76/40 ° с использованием глобального люминесцентного масляного измерителя трения обшивки

Поля трения кожи и образцы окраски поверхности на треугольных крыльях в потоках воды

Объектив -

Для извлечения полей трения кожи с высоким разрешением из визуализаций поверхностных люминесцентных красителей в потоках воды

Структуры поверхностного трения, извлеченные из поля градиента давления на поверхности

Объектив -

Изучить возможность выделения структур поверхностного трения из поля градиента поверхностного давления

Структуры потоков, извлеченные из изображений визуализации: векторные поля и топология

Полная лекция

Сравнение методов оптического потока и кросс-корреляции для извлечения полей скорости из изображений частиц

Объектив -

Для количественного сравнения метода оптического потока и метода взаимной корреляции при извлечении векторов скорости из изображений частиц

Температурно-чувствительные измерения теплового потока краски в гиперзвуковых туннелях

Объектив -

Разработать методы обработки данных и алгоритмы для определения полей теплового потока по результатам измерений термочувствительной краски (TSP) в гиперзвуковых туннелях, в частности, в Purdue Mach-6 Quiet Ludwieg Tube

Видеограмметрическая техника для аэрокосмических приложений: от положения модели и деформации к геометрии поверхности

Цели -

  • Измерение положений и положений моделей и контрольной поверхности
  • Измерение статической и динамической аэроупругой деформации и выделение мод колебаний
  • Отображение качества поверхности на поверхности
  • Реконструкция трехмерных полей скорости

Полная лекция

Контроль вибрации тонкого крыла с помощью гибких ребер

Объектив -

Изучение контроля вибрации тонкого крыла с использованием гибких ребер на основе высокоскоростной видеограмметрии и измерений PIV

Влияние гибкого ребра на низкочастотные колебания в потоках после остановки

Цели-

  • Разработайте простое пассивное устройство для подавления собственных низкочастотных колебаний и уменьшения сопротивления при глубоком сваливании

  • Изучите физические механизмы

Полная лекция

Геометрия и кинематика крыла птицы

Цели -

  • Восстановление геометрии крыла птицы на основе измерений поверхности с помощью бесконтактного лазерного сканирования
  • Извлечение кинематики крыльев птиц из видеозаписей летающих птиц
  • Приведите аналитические выражения для геометрии и кинематики крыла птицы для расчетных и экспериментальных исследований.

Полная лекция

Сравнительное масштабирование птиц и самолетов

Полная лекция

Гидравлическая механика осаждения микронных капель жидкости на стенке при ударе турбулентной воздушной струи

Цели -

Чтобы понять физические механизмы осаждения микронных капель масла в падающей турбулентной струе на основе измерений и теоретического анализа

  • Структуры течения и образование кольцевых структур осаждения капель
  • Столкновения капель, вызванные мелкомасштабной турбулентностью

Полная лекция

Определение аэродинамических нагрузок на основе измерений оптической деформации

Объектив -

Разработать оптическую методику дистанционного бесконтактного измерения аэродинамических нагрузок

Видеограмметрическое определение местоположения и ориентации самолета для автономной посадки на основе обзора

Цели -

  • Изучить видеограмметрические методы приземления по зрению с учетом естественных особенностей местности

  • Разработать алгоритмы моделирования виртуальной реальности и системы управления реальным полетом

  • Для оценки точности методов видеограмметрии

Полная лекция

Летные испытания: измерения и конструкция

Что такое летные испытания?

  • Летные испытания - это процесс сбора информации (или данных), которая точно описывает возможности конкретного типа самолета и может использоваться для точного прогнозирования и оптимизации использования всех самолетов этого же типа в будущих миссиях.
  • Летные испытания исследовательских самолетов представляют собой сбор данных в тех регионах полетной среды, где было получено мало прошлой информации. Эта информация затем используется для проектирования самолетов будущего, которые могут безопасно работать в этих новых условиях.
  • Летные испытания - это завершающий этап процесса проектирования самолета и его уникальная часть.

Полная лекция

Аэродинамические измерения на основе изображений - перенос из аэрокосмической отрасли в автомобильную

Объектив -

Разработать единые глобальные инструменты диагностики потока с высоким разрешением для автомобильных и аэрокосмических приложений

Полная лекция

Компьютерное зрение и измерения в аэрокосмических приложениях

Объектив -

Создание единой теоретической основы для количественных измерений на основе изображений морфологии и полей движения деформируемых тел, таких как жидкости

  • Геометрические структуры: точки, кривые, поверхности
  • Поля движения: точки, кривые, поверхности (геометрический поток), сложные непрерывные модели
Полная лекция

Измерение трения кожи с использованием эластичных пленок

Инструменты обработки данных для краски, чувствительной к динамическому давлению

Разработка чувствительных к давлению систем окраски для низкоскоростных потоков и больших аэродинамических труб

Полная лекция

Аналитический метод обратного нагрева для измерения чувствительных к температуре покрытий на конечной основе

Цель -

Разработать аналитический обратный метод и алгоритмы для определения полей теплового потока на конечной основе на основе измерений температурно-чувствительных покрытий в переходных режимах.

Аэродинамика в гонках - F1technical.net

Стивен Де Гроот, , ,

Аэродинамика - это наука, изучающая объекты, движущиеся в воздухе. Это тесно связано с гидродинамикой, поскольку воздух считается сжимаемой жидкостью. В настоящее время аэродинамика является важнейшим фактором характеристик автомобиля Формулы-1. Это даже почти стало одним из немногих аспектов увеличения производительности из-за очень незначительной выгоды, которую в настоящее время можно получить за счет изменения двигателя или разработки других механических компонентов.Эту прижимную силу можно сравнить с виртуальным увеличением веса, прижимающим автомобиль к дороге и увеличением доступной силы трения между автомобилем и дорогой, что позволяет повысить скорость движения на поворотах.

Более того, поскольку у команд Формулы-1 есть самые большие ресурсы для развития аэроэффективности своих автомобилей, здесь прилагаются самые большие усилия. Команды F1 обладают непревзойденной вычислительной мощностью CFD и, по крайней мере, одним постоянно действующим туннелем крыла, только для проверки и улучшения своих конструкций.

В то время как основные аэродинамические методы и формулы могут быть легко решены, другие свойства можно проверить с помощью эмпирических формул. Однако более сложные формы, такие как самолеты или гоночные автомобили, невозможно точно рассчитать, что делает вычислительные гидродинамические системы (приложения CFD на суперкомпьютерах) и аэродинамические трубы абсолютным требованием для проверки конструкции.

Применение в Формуле-1

F1 (и в целом все крылатые гоночные автомобили) можно рассматривать как конфигурации «утка» в том смысле, что переднее и заднее крылья находятся на противоположных сторонах центра тяжести и оба «поднимаются» (сильно) в одном направлении. , в этом случае создавая прижимную силу.

С точки зрения зрителя, автомобиль можно разделить (как минимум) на 3 части: переднее крыло, кузов и заднее крыло. Каждая из частей может быть оптимизирована для получения требуемой прижимной силы при минимальном сопротивлении. Однако практически каждый компонент имеет свое влияние на поведение автомобиля и не может рассматриваться как отдельный компонент. В результате ни один элемент не тестируется индивидуально, а всегда проходит полная масштабная модель автомобиля.

Поскольку законченный гоночный автомобиль - это очень сложная система, группы инженеров обычно развивают машину шаг за шагом, разрабатывая конкретный элемент и проверяя его влияние на машину.Такой общий эффект затем можно рассчитать с помощью закона Амдала:

Вот доля системы (когда эта доля создает 5% сопротивления автомобиля, тогда 0,05), которая может быть улучшена, это коэффициент улучшения этой доли (деление сопротивления в Ньютонах и новая сила сопротивления после улучшения этот элемент), и это общее улучшение, которое будет достигнуто.

После проверки улучшения, эффективность автомобиля определяется, а затем моделируется на разных трассах, чтобы увидеть, где это полезно.Эта полезность всегда является результатом уменьшения сопротивления или увеличения прижимной силы
.

Перетащите

Сопротивление - это аэродинамическая сила, противоположная скорости объекта, движущегося в воздухе (или любой другой жидкости). Его размер пропорционален разнице скоростей между воздухом и твердым телом. Поэтому неважно, движется ли воздух вокруг статического объекта или объект движется со скоростью в статическом воздухе.

Сопротивление бывает разных форм, одна из которых - сопротивление трением, которое является результатом трения твердых молекул о молекулы воздуха в их окрестностях.Трение и его сопротивление зависят как от свойств жидкости, так и от твердого тела. Например, гладкая поверхность твердого тела вызывает меньшее трение кожи по сравнению с шероховатой. Для жидкости трение изменяется вместе с ее вязкостью и относительной величиной сил вязкости по отношению к движению потока, выраженным числом Рейнольдса. Вдоль твердой поверхности образуется пограничный слой потока с низкой энергией, и величина поверхностного трения зависит от условий в пограничном слое.

Кроме того, сопротивление - это форма сопротивления воздуха твердому движущемуся объекту.Эта форма сопротивления зависит от конкретной формы крыла и поэтому называется сопротивлением формы. Когда воздух обтекает тело, местная скорость и давление меняются, создавая силу.

С другой стороны, сопротивление интерференции или индуцированное сопротивление является результатом вихрей, возникающих за твердым объектом. Из-за изменения направления воздуха вокруг крыла создается вихрь, где воздушный поток встречается с неизменным прямым потоком. Размер вихря и, следовательно, его сила сопротивления увеличивается с увеличением угла атаки крыла.В качестве основного источника возможного снижения лобового сопротивления команды Формулы-1 пытаются противодействовать этому сопротивлению, добавляя концевые пластины к крыльям или скругления на рычагах подвески.

Другие источники сопротивления включают волновое сопротивление и сопротивление тарану. Первый не важен для обычных гоночных автомобилей, поскольку он возникает, когда движущийся объект ускоряется до скорости звука. С другой стороны, лобовое сопротивление является результатом замедления свободного воздушного потока, как в воздухозаборнике.

Величина сопротивления, которое определенный объект создает в воздушном потоке, количественно измеряется коэффициентом сопротивления.Этот коэффициент выражает отношение силы сопротивления к силе, создаваемой динамическим давлением, умноженное на площадь. Таким образом, а = 1 означает, что весь воздух, поступающий на объект, будет остановлен, а теоретический 0 - это абсолютно чистый воздушный поток.

На относительно высоких скоростях, т.е. при большом числе Рейнольдса () сила аэродинамического сопротивления может быть рассчитана по следующей формуле:

где - сила сопротивления (в Ньютонах), плотность воздуха, скорость объекта относительно жидкости (в м / с), опорная поверхность и коэффициент сопротивления.Обратите внимание на знак минус и вектор, которые показывают, что результирующая сила сопротивления противоположна движению объекта.

Прижимная сила

Aerofoil в автоспорте часто называют крыльями, имея в виду крылья самолета. На самом деле они очень похожи. Крылья и винглеты F1 нацелены на создание высокой прижимной силы за счет большого угла атаки, что также увеличивает сопротивление крыла.

Эволюция крыльев до того, чем они являются сейчас, произошла в основном благодаря гениальности и исследованиям нескольких хорошо известных ученых.В 1686 году сэр Исаак Ньютон представил свои три закона движения, один из которых - закон сохранения энергии. Он заявил, что энергия в замкнутой системе постоянна, хотя ее можно преобразовывать из одного типа в другой. Основываясь на этой теории, Даниэль Бернулли вывел формулу, доказывающую, что полная энергия в стабильно текущей жидкой системе постоянна на всем пути потока. Следовательно, увеличение скорости жидкости должно сопровождаться уменьшением ее давления. Суммируя изменение давления, умноженное на площадь вокруг всего тела, можно определить аэродинамическую силу, действующую на тело.

Действие крыла можно легко объяснить, если рассмотреть крыло в устойчивом ламинарном потоке воздуха. Поскольку воздух является газом, его молекулы могут свободно перемещаться и иметь разную скорость в разных местах воздушного потока. Поскольку аэрокрылья, создающие прижимную силу, в основном имеют большую толщину на нижней стороне, поверхность нижнего воздушного потока немного уменьшается, следовательно, увеличивается скорость потока и уменьшается давление. В верхней части крыла воздушная скорость ниже, и, таким образом, перепад давления создает направленную вниз силу на крыло.Кроме того, в соответствии с третьим законом движения Ньютона, прижимные крылья никогда не бывают прямыми и вызывают новый поворот воздушного потока. В частности, форма крыла будет направлять воздух вверх и изменять его скорость. Такая скорость создает чистую силу на теле.

Это показывает, что сила вызывает изменение скорости, а также изменение скорости порождает силу. Обратите внимание, что скорость - это векторная единица, имеющая компонент скорости и направления. Итак, чтобы изменить любой из этих компонентов, вы должны приложить силу.А если изменяется скорость или направление потока, возникает сила.

Очень важно отметить, что вращение жидкости происходит потому, что молекулы жидкости остаются в контакте с твердым телом, поскольку молекулы могут свободно двигаться. Любая часть твердого тела может отклонить поток. Части, обращенные к набегающему потоку, называются наветренными, а части, обращенные от потока, - с подветренной стороны. Как наветренная, так и подветренная части отклоняют поток. Игнорирование отклонения подветренной стороны приводит к неверной теории подъемной силы «прыгающего камня».

Вы можете смоделировать воздушный поток вокруг простого крыла с помощью набора инструментов NASA Foilsim.

Прижимная сила, однако, часто объясняется теорией «равного времени прохождения» или «более длинного пути», утверждающей, что частицы, которые разделяются перед аэродинамическим профилем, соединяются вместе позади него. В действительности, однако, разница в скоростях воздушных частиц над и под крылом намного больше, чем ожидается в рамках этой теории.

Хотя эти упрощенные версии являются основами создания подъемной и прижимной силы, реальность трудно упростить, и это сложное исследование, требующее мощных компьютерных систем.Что касается газа, мы должны одновременно сохранять в потоке массу, импульс и энергию. Следовательно, изменение скорости газа в одном направлении приводит к изменению скорости газа в направлении, перпендикулярном первоначальному изменению. Одновременное сохранение массы, количества движения и энергии жидкости (без учета влияния вязкости воздуха) называется уравнениями Эйлера. после Леонарда Эйлера. Некоторые компьютерные алгоритмы основаны на этих уравнениях, чтобы приблизиться к реальной ситуации.

Из-за сложности сегодняшние автомобили Формулы-1 спроектированы с использованием CFD (вычислительная гидродинамика) и CAD (автоматизированное проектирование), которые позволяют инженерам проектировать автомобиль и немедленно моделировать воздушный поток вокруг него, включая такие параметры окружающей среды, как тяга, скорость ветра. и направление, и многое другое.


Аэродинамика предыдущая | следующий

Промежуточный курс аэродинамики | Инженерные курсы

Перейти к основному содержанию

Главное меню

  • Авторизоваться
    • Нынешние студенты
    • Прокторы экзаменов
    • Факультет

Инженерный колледж

  • Главная
  • Онлайн-программы и курсы
    • Степень магистра
      • Аэронавтика и астронавтика
      • Гражданское строительство
      • Электротехника и вычислительная техника
      • Инженерное образование
.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *