Избранное
ЭБ Нефть
и Газ
Главная
Оглавление
Поиск +
Еще книги ...
Энциклопедия
Помощь
Для просмотра
необходимо:


Книга: Главная » Введенский Б.А. Большая советская энциклопедия Том 38
 
djvu / html
 

САМОЛЁТ
атаки. Полученные величины подъёмных сил и лобовых сопротивлений пересчитываются на безразмерные коэфициенты сх и су (см. Аэродинамический коэфициент). Результаты испытания изображаются
в виде диаграммы, где по оси х отложены значения сх, по оси у — значения су . Такая диаграмма (рис.3) называется полярой профиля (см. Поляра Л илиенталя). Наличие поляры позволяет выбрать профиль, подходящий для данного С. Выбор профиля основан прежде всего на способности его удовлетворить предъявленным к С. аэродинамическим требованиям и в первую
0.08 ~fl/2 OJS с" очередь обеспечить " максимальную ско-Рис. 3. Поляра профиля. рость полёта. Профиль определяется
формой и относительной толщиной, т. е. отношением максимальной высоты профиля, измеренной перпендикулярно хорде, к длине хорды.
Мерилом скоростных свойств С. является число М •— отношение скорости v полёта к скорости о распространения звука:
При »= а, т. е. когда С. летит со скоростью звука, М = \. Скорость распространения звука меняется с высотой полёта, но зависит не от давления и плотности воздуха, а только от его температуры. В стандартных условиях температура падает до —56,5° на высоте 11000 м, т. е. на границе стратосферы, где а достигает 295 м/сек. Выше 11000 м температура воздуха не меняется и поэтому далее а остаётся постоянной.
Достижение звуковых и сверхзвуковых скоростей полёта существенно затруднено нек-рыми свойствами воздуха. На небольших скоростях полёта, достигнутых в первые годы развития авиации, изменения давления и плотности воздуха при движении крыла были столь незначительны, что ради упрощения расчётов можно было считать воздух несжимаемым. До скоростей полёта порядка 600—650 км/час, т. е. примерно до Л/=0,5, сжимаемостью воздуха пренебрегали. При Л/^0,6 считать воздух несжимаемым стало невозможно. С ростом скоростей меняются аэродинамич. характеристики профилей. Значения коэфициента сх сначала растут довольно медленно, но при подходе к звуковой зоне начинают увеличиваться чрезвычайно быстро и около М =0,9 достигают очень больших величин по причине появления волнового сопротивления (см. Газовая динамика). Для уменьшения этого сопротивления понадобились коренные изменения в компоновке С. Прежде всего это коснулось очертаний самих профилей, а затем повлекло за собой изменения формы и расположения крыла в плане. При скоростях полёта до 300 км/час относительная толщина профиля выбиралась около 15—16%; в дальнейшем она начала уменьшаться и при скоростях полёта ок. 500—600 км/час принималась 12%, при скоростях ок. 900—
А-Кры.
1000 км/час — не выше 8—9%. При звуковых и сверхзвуковых скоростях полёта относительная толщина профиля снижается ещё значительнее и доходит до 4—5%. Для малых скоростей полёта профиль имел почти всегда одинаковый закон построения: независимо от формы и относительной толщины, максимальная высота его лежала всегда примерно на 30—35% хорды от носика. При переходе на большие скорости удалось создать скоростной тип профиля, характеризуемый очень малыми коэфициен-тами сх (при этом, правда, и коэфициенты су имеют очень малые значения). В таких профилях максимальная высота сместилась на ординату примерно 40—50% длины хорды.
Основные и характерные формы крыла (рис. 4) в плане следующие: прямоугольная, с постоянной шириной и с прямыми или закруглёнными очертаниями внешних концов; трапецевидная, с меняющейся шириной, уменьшающейся от середины С. к концам, что облегчает задачу создания прочного и лёгкого крыла; треугольная и стреловидная. Для скоростей полёта С числами Л/^0,6 Стреловидное
обычным расположением кры-ла в плане для большинства С. являлось прямое — пря моугольное или трапецевидное крыло, расположенное таким образом, что его длина (размах) составляет с продольной осью С. прямой угол. По мере увеличения скоро- Рис. 4. Различные формы стей полёта такое располо- "рыла в плане-жение крыла перестало удовлетворять аэродинамич. требованиям. Опытным путём было найдено, что более выгодна стреловидная форма крыла с различными углами стреловидности. При обтекании стреловидного крыла (рис. 5) поток воздуха, направленный вдоль оси симметрии С., встречает переднюю кромку крыла под некоторым углом — углом стреловидности. Вектор ИСТИННОЙ СКОРОСТИ 0ИСТ.
можно разложить на две составляющие — перпендикулярную кромке крыла и параллельную ей. Составляющая вектора скорости, параллельная кромке крыла, не оказывает влияния на распределение давления по крылу и не изменяет аэродинампч. характеристик крыла; составляющая, перпендикулярная кромке, влияющая на образование подъёмной силы, по величине меньше, чем истинная скорость набегания потока. Т. о., при сохранении истинной скорости полёта, соответствующей большим значениям числа М, крыло обдувается потоком со скоростью, меньшей истинной скорости, и волновое сопротивление значительно уменьшается. Классическим образцом С. со стреловидным крылом является советский реактивный истребитель МИГ-15. С ростом скоростей стреловидность возросла с 30°—35° до 50°—55°. Однако увеличение стреловидности влечёт за собой ряд конструктивных трудностей, связанных с обеспечением прочности и жёсткости крыла.
Рис. 5. Стреловидность крыла.

 

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220 230 240 250 260 270 280 290 300 310 320 330 340 350 360 370 380 390 400 410 420 430 440 450 460 470 480 490 500 510 520 530 540 550 560 570 580 590 600 610 620 630 640 650 660


Большая Советская Энциклопедия Второе издание