Коэффициент лобового сопротивления аэродинамический: Коэффициент лобового сопротивления автомобиля — Automobile drag coefficient

Содержание

Динамика полета (самолет) - Flight dynamics (fixed-wing aircraft)

Наука об ориентации и управлении воздушным транспортным средством в трех измерениях

Эта статья о динамике полета самолета. Для общей динамики полета см. Динамика полета .

Динамика полета - это наука об ориентации и управлении воздушным транспортным средством в трех измерениях. Три критических параметра динамики полета - это углы поворота в трех измерениях относительно центра тяжести транспортного средства (cg), известные как тангаж , крен и рыскание .

Системы управления регулируют ориентацию автомобиля относительно его центра тяжести. Система управления включает в себя управляющие поверхности, которые при отклонении создают момент (или пару от элеронов) относительно ЦТ, который вращает самолет по тангажу, крену и рысканью. Например, момент тангажа возникает из-за силы, прикладываемой на расстоянии вперед или назад от центра тяжести, заставляя самолет подниматься или опускаться по тангажу.

Крен, тангаж и рыскание относятся к поворотам вокруг соответствующих осей, начиная с определенного устойчивого состояния равновесия полета . Угол равновесного крена известен как уровень крыльев или нулевой угол крена.

Наиболее распространенное авиационное соглашение определяет крен как движение относительно продольной оси, положительное при опущенном правом (правом) крыле. Рыскание относительно вертикальной оси корпуса положительно, носом вправо. Шаг вокруг оси, перпендикулярной продольной плоскости симметрии, положительным носом вверх.

А самолетов увеличивает или уменьшает подъемную силу, порожденную крыльями , когда он Смолы нос вверх или вниз путем увеличения или уменьшения угла атаки (АОА). Угол крена также известен как угол крена на самолете с неподвижным крылом, который обычно «крен», чтобы изменить горизонтальное направление полета. Самолет имеет обтекаемую форму от носа до хвоста для уменьшения лобового сопротивления, что позволяет поддерживать угол бокового скольжения близким к нулю, хотя самолет может намеренно «скользить вбок» для увеличения лобового сопротивления и скорости снижения во время посадки, чтобы самолет оставался таким же, как курс взлетно-посадочной полосы во время пересечения.

-ветровые посадки и при полете с несимметричной мощностью.

определение угла крена

Введение

Справочные кадры

Три правшей , декартовой системы см частое использование в динамике полета. Первая система координат имеет начало координат, зафиксированное в системе отсчета Земли:

  • Земляной каркас
    • Начало координат - произвольное, фиксированное относительно поверхности Земли.
    • ось x E - положительная в направлении на север
    • ось y E - положительная в направлении на восток
    • ось z E - положительна по направлению к центру Земли

Во многих приложениях динамики полета предполагается, что система отсчета Земли является инерциальной с плоской плоскостью x E , y E , хотя систему координат Земли также можно рассматривать как сферическую систему координат с началом в центре Земли.

Две другие системы отсчета закреплены на теле, их исходные точки перемещаются вместе с летательным аппаратом, обычно в центре тяжести. Для самолета, симметричного справа налево, кадры могут быть определены как:

  • Каркас кузова
    • Начало координат - центр тяжести самолета
    • ось x b - положительный выход из носовой части самолета в плоскости симметрии самолета
    • Ось z b - перпендикулярно оси x b , в плоскости симметрии самолета, положительно ниже самолета
    • ось y b - перпендикулярна плоскости x b , z b , положительная, определяется правилом правой руки (обычно положительная вне правого крыла)
  • Рамка ветра
    • Начало координат - центр тяжести самолета
    • ось x w - положительная в направлении вектора скорости ЛА относительно воздуха
    • Ось z w - перпендикулярно оси x w , в плоскости симметрии самолета, положительно ниже самолета
    • ось y w - перпендикулярна плоскости x w , z w , положительная, определяется по правилу правой руки (как правило, положительная вправо)

Асимметричные самолеты имеют аналогичные неподвижные рамы, но для выбора точных направлений осей x и z необходимо использовать другие соглашения .

Каркас Земли - удобный кадр для выражения поступательной и вращательной кинематики самолета. Кадр Земли также полезен тем, что при определенных предположениях он может быть аппроксимирован инерционным. Кроме того, одна сила , действующая на борту воздушного судна, вес, фиксируется в + г Е направлении.

Рама корпуса часто представляет интерес, потому что начало координат и оси остаются фиксированными относительно самолета. Это означает, что относительная ориентация кадров Земли и тела описывает положение самолета. Кроме того, направление силы тяги обычно фиксируется в раме корпуса, хотя некоторые летательные аппараты могут изменять это направление, например, путем изменения вектора тяги .

Ветровая рамка - это удобная рамка для выражения аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет. В частности, чистая аэродинамическая сила может быть разделена на составляющие вдоль осей ветровой рамы, с силой сопротивления в направлении - x w и подъемной силой в направлении - z w .

Мнемоника для запоминания названий углов

В дополнение к определению опорных кадров может быть определена относительная ориентация опорных кадров. Относительная ориентация может быть выражена в различных формах, включая:

Различные углы Эйлера, связывающие три системы отсчета, важны для динамики полета. Существует множество соглашений об углах Эйлера, но все последовательности вращения, представленные ниже, используют

соглашение z-y'-x " . Это соглашение соответствует типу углов Тейта-Брайана , которые обычно называют углами Эйлера. Это соглашение описано ниже подробно описаны углы Эйлера крена, тангажа и рыскания, которые описывают ориентацию корпуса тела по отношению к кадру Земли.Другие наборы углов Эйлера описаны ниже по аналогии.

Чтобы преобразовать кадр Земли в кадр тела с использованием углов Эйлера, следующие повороты выполняются в указанном порядке. Сначала поверните оси x E и y E земной системы координат вокруг оси z E на угол рыскания ψ . Это приводит к промежуточной системе отсчета с осями , обозначаемое х «у » , г «где г» = г Е . Во-вторых, поверните оси x ' и z ' вокруг оси y ' на угол наклона θ . Это приводит к другой промежуточной системе отсчета с осями, обозначенными x ", y", z " , где y" = y ' . И, наконец, повернуть у « и г»

оси вокруг х» оси на угол крена ф . Опорный кадр , что результаты после трех вращений являются кадром тела.

Основываясь на приведенных выше соглашениях о вращениях и осях, угол рыскания ψ - это угол между севером и проекцией продольной оси самолета на горизонтальную плоскость, угол тангажа θ - это угол между продольной осью самолета и горизонталью, а угол крена φ представляет собой вращение вокруг продольной оси самолета после поворота по рысканью и тангажу.

Чтобы преобразовать систему координат Земли в систему координат ветра, три угла Эйлера - это угол крена μ , угол траектории полета γ и угол курса σ . При выполнении поворотов, описанных выше, для получения кадра тела из кадра Земли, ( μ , γ , σ ) аналогичны ( φ , θ , ψ ) соответственно. Курсовой угол σ - это угол между севером и горизонтальной составляющей вектора скорости, который описывает, в каком направлении летательный аппарат движется относительно сторон света. Угол траектории полета

γ - это угол между горизонталью и вектором скорости, который описывает, набирает ли самолет или спускается. Угол крена μ представляет собой поворот подъемной силы вокруг вектора скорости, который может указывать на то, поворачивается ли самолет .

Чтобы преобразовать рамку ветра в рамку тела, два угла Эйлера - это угол атаки α и угол скольжения β . При выполнении вращений, описанных ранее, чтобы получить каркас тела из земного каркаса, ( α , β ) аналогичны ( θ , ψ ), соответственно; угол, аналогичный φ в этом преобразовании, всегда равен нулю. Угол бокового скольжения β - это угол между вектором скорости и проекцией продольной оси летательного аппарата на плоскость x w , y w , который описывает, есть ли поперечный компонент скорости летательного аппарата, также известный как боковое скольжение. Угол атаки α представляет собой угол между плоскостями x w ,

y w и продольной осью летательного аппарата и, среди прочего, является важной переменной при определении величины подъемной силы.

Дизайнерские кейсы

При анализе устойчивости самолета обычно учитывают возмущения относительно номинального установившегося режима полета . Таким образом, анализ будет применяться, например, при условии:

Прямой и горизонтальный полет
Поверните с постоянной скоростью
Подход и посадка
Отгул

Скорость, высота и угол дифферента атаки различны для каждого режима полета, кроме того, самолет будет иметь разную конфигурацию, например, на низкой скорости могут быть выпущены закрылки и шасси может быть опущено.

За исключением асимметричных конструкций (или симметричных конструкций при значительном боковом скольжении), продольные уравнения движения (включая тангаж и подъемную силу) могут рассматриваться независимо от поперечного движения (включая крен и рыскание).

Ниже рассматриваются возмущения относительно номинальной прямой и горизонтальной траектории полета.

Для упрощения анализа (относительно) предполагается, что управляющие поверхности фиксируются на протяжении всего движения, это устойчивость с фиксацией ручки. Анализ без прилипания требует дальнейшего усложнения учета движения рулевых поверхностей.

Кроме того, предполагается, что полет происходит в неподвижном воздухе, и самолет рассматривается как твердое тело .

Силы бегства

На самолет в полете действуют три силы: вес , тяга и аэродинамическая сила .

Аэродинамическая сила

Составляющие аэродинамической силы

Выражение для расчета аэродинамической силы:

F А знак равно ∫ Σ ( - Δ п п + ж ) d σ {\ Displaystyle \ mathbf {F} _ {A} = \ int _ {\ Sigma} (- \ Delta p \ mathbf {n} + \ mathbf {f}) \, d \ sigma}

где:

Δ п ≡ {\ Displaystyle \ Delta p \ Equiv} Разница между статическим давлением и свободным текущим давлением
п ≡ {\ Displaystyle \ mathbf {п} \ эквив} вектор внешней нормали элемента площади
ж ≡ {\ Displaystyle \ mathbf {F} \ Equiv} вектор касательного напряжения, практикуемый воздухом на теле
Σ ≡ {\ Displaystyle \ Sigma \ Equiv} адекватная опорная поверхность

в проекции на оси ветра получаем:

F А знак равно - ( я ш D + j ш Q + k ш L ) {\ displaystyle \ mathbf {F} _ {A} = - (\ mathbf {i} _ {w} D + \ mathbf {j} _ {w} Q + \ mathbf {k} _ {w} L)}

где:

D ≡ {\ Displaystyle D \ Equiv} Бремя
Q ≡ {\ Displaystyle Q \ Equiv} Боковое усилие
L ≡ {\ Displaystyle L \ Equiv} Лифт
Аэродинамические коэффициенты

Динамическое давление свободного тока ≡ q знак равно 1 2 ρ V 2 {\ Displaystyle \ Equiv q = {\ tfrac {1} {2}} \, \ rho \, V ^ {2}}

Правильная опорная поверхность ( поверхность крыла в случае плоскостей ) ≡ S {\ Displaystyle \ Equiv S}

Коэффициент давления ≡ C п знак равно п - п ∞ q {\ Displaystyle \ Equiv C_ {p} = {\ dfrac {p-p _ {\ infty}} {q}}}

Коэффициент трения ≡ C ж знак равно ж q {\ Displaystyle \ Equiv C_ {f} = {\ dfrac {f} {q}}}

Коэффициент трения ≡ C d знак равно D q S знак равно - 1 S ∫ Σ [ ( - C п ) п ∙ я ш + C ж т ∙ я ш ] d σ {\ Displaystyle \ Equiv C_ {d} = {\ dfrac {D} {qS}} = - {\ dfrac {1} {S}} \ int _ {\ Sigma} [(- C_ {p}) \ mathbf { n} \ bullet \ mathbf {i_ {w}} + C_ {f} \ mathbf {t} \ bullet \ mathbf {i_ {w}}] \, d \ sigma}

Коэффициент поперечной силы ≡ C Q знак равно Q q S знак равно - 1 S ∫ Σ [ ( - C п ) п ∙ j ш + C ж т ∙ j ш ] d σ {\ Displaystyle \ Equiv C_ {Q} = {\ dfrac {Q} {qS}} = - {\ dfrac {1} {S}} \ int _ {\ Sigma} [(- C_ {p}) \ mathbf { n} \ bullet \ mathbf {j_ {w}} + C_ {f} \ mathbf {t} \ bullet \ mathbf {j_ {w}}] \, d \ sigma}

Коэффициент подъема ≡ C L знак равно L q S знак равно - 1 S ∫ Σ [ ( - C п ) п ∙ k ш + C ж т ∙ k ш ] d σ {\ Displaystyle \ Equiv C_ {L} = {\ dfrac {L} {qS}} = - {\ dfrac {1} {S}} \ int _ {\ Sigma} [(- C_ {p}) \ mathbf { n} \ bullet \ mathbf {k_ {w}} + C_ {f} \ mathbf {t} \ bullet \ mathbf {k_ {w}}] \, d \ sigma}

Необходимо знать C p и C f в каждой точке рассматриваемой поверхности.

Безразмерные параметры и аэродинамические режимы

При отсутствии тепловых эффектов есть три замечательных безразмерных числа:

  • Сжимаемость потока:
число Маха ≡ M знак равно V а {\ Displaystyle \ Equiv M = {\ dfrac {V} {a}}}
  • Вязкость потока:
Число Рейнольдса ≡ р е знак равно ρ V л μ {\ Displaystyle \ Equiv Re = {\ dfrac {\ rho Vl} {\ mu}}}
  • Редкость потока:
Число Кнудсена ≡ K п знак равно λ л {\ Displaystyle \ Equiv Kn = {\ dfrac {\ lambda} {l}}}

где:

а знак равно k р θ ≡ {\ Displaystyle а = {\ sqrt {kR \ theta}} \ эквив} скорость звука
k ≡ {\ Displaystyle к \ эквив} коэффициент удельной теплоемкости
р ≡ {\ Displaystyle R \ Equiv} газовая постоянная на единицу массы
θ ≡ {\ Displaystyle \ тета \ эквив} абсолютная температура
λ знак равно μ ρ π 2 р θ знак равно M р е k π 2 ≡ {\ displaystyle \ lambda = {\ dfrac {\ mu} {\ rho}} {\ sqrt {\ dfrac {\ pi} {2R \ theta}}} = {\ dfrac {M} {Re}} {\ sqrt { \ dfrac {k \ pi} {2}}} \ Equiv} длина свободного пробега

Согласно λ существует три возможных степени разрежения и соответствующие им движения называются:

  • Континуумный ток (разрежение незначительное): M р е ≪ 1 {\ displaystyle {\ dfrac {M} {Re}} \ ll 1}
  • Переходный ток (умеренное разрежение): M р е ≈ 1 {\ displaystyle {\ dfrac {M} {Re}} \ приблизительно 1}
  • Свободный молекулярный ток (высокое разрежение): M р е ≫ 1 {\ displaystyle {\ dfrac {M} {Re}} \ gg 1}

В динамике полета движение тела в потоке рассматривается как непрерывный ток. Во внешнем слое пространства, окружающего тело, вязкость будет незначительной. Однако эффекты вязкости необходимо будет учитывать при анализе течения вблизи пограничного слоя .

В зависимости от сжимаемости потока можно рассматривать разные виды токов:

  • Несжимаемый дозвуковой ток : 0 < M < 0,3 {\ displaystyle 0 <M <0,3}
  • Сжимаемый дозвуковой ток : 0,3 < M < 0,8 {\ displaystyle 0,3 <M <0,8}
  • Трансзвуковой ток : 0,8 < M < 1.2 {\ displaystyle 0,8 <M <1,2}
  • Сверхзвуковой ток : 1.2 < M < 5 {\ Displaystyle 1,2 <М <5}
  • Гиперзвуковой ток : 5 < M {\ displaystyle 5 <M}
Уравнение коэффициента лобового сопротивления и аэродинамическая эффективность

Если геометрия тела фиксирована и в случае симметричного полета (β = 0 и Q = 0), коэффициенты давления и трения являются функциями, зависящими от:

C п знак равно C п ( α , M , р е , п ) {\ Displaystyle C_ {p} = C_ {p} (\ alpha, M, Re, P)}
C ж знак равно C ж ( α , M , р е , п ) {\ displaystyle C_ {f} = C_ {f} (\ alpha, M, Re, P)}

где:

α ≡ {\ Displaystyle \ альфа \ эквив} угол атаки
п ≡ {\ Displaystyle P \ Equiv} рассматриваемая точка поверхности

В этих условиях коэффициент лобового сопротивления и подъемной силы зависят исключительно от угла атаки корпуса и чисел Маха и Рейнольдса . Аэродинамическая эффективность, определяемая как соотношение между коэффициентами подъемной силы и сопротивления, также будет зависеть от этих параметров.

{ C D знак равно C D ( α , M , р е ) C L знак равно C L ( α , M , р е ) E знак равно E ( α , M , р е ) знак равно C L C D {\ Displaystyle {\ begin {cases} C_ {D} = C_ {D} (\ alpha, M, Re) \\ C_ {L} = C_ {L} (\ alpha, M, Re) \\ E = E (\ alpha, M, Re) = {\ dfrac {C_ {L}} {C_ {D}}} \\\ end {case}}}

Кроме того , можно получить зависимость коэффициента сопротивления по отношению к коэффициенту подъемной силы . Это соотношение известно как уравнение коэффициента сопротивления:

C D знак равно C D ( C L , M , р е ) ≡ {\ Displaystyle C_ {D} = C_ {D} (C_ {L}, M, Re) \ Equiv} уравнение коэффициента сопротивления

Аэродинамическая эффективность имеет максимальное значение, E max , относительно C L, где касательная линия от начала координат касается графика уравнения коэффициента сопротивления.

Коэффициент лобового сопротивления C D можно разложить двумя способами. Первое типичное разложение разделяет эффекты давления и трения:

C D знак равно C D ж + C D п { C D ж знак равно D q S знак равно - 1 S ∫

Коэффициент аэродинамического сопротивления автомобиля — Википедия

Коэффициент аэродинамического сопротивления (Cx) — безразмерная величина, отражающая отношение силы лобового сопротивления автомобиля к произведению скоростного напора Q на площадь поперечного сечения автомобиля S:

Cx = Fсопр / (Q * S)

где Cx — безразмерный коэффициент, обычно меньший единицы.

Cx не имеет размерности и при соблюдении аэродинамического подобия (в данном случае сводящегося к сохранению числа Рейнольдса) одинаков для всех геометрически подобных тел, вне зависимости от их конкретных размеров.

Чем меньше Cx, тем лучше проработана аэродинамика автомобиля. Для современных автомобилей Cx < 0,3.

Коэффициент определяется экспериментальным путём — в аэродинамической трубе, либо компьютерным моделированием.

Содержание

  • 1 Примеры
  • 2 Несерийные автомобили
  • 3 См. также
  • 4 Ссылки

Примеры

Примеры современных серийных автомобилей, Cx < 0.3:

  • 0,29 — Peugeot 308, 2007

  • 0,28 — Porsche 997, 2004

  • 0,27 — Infiniti G35, 2002 (0,26 "aero package")

  • 0,27 — Toyota Camry Hybrid, 2007

  • 0,26 — Mercedes-Benz W221 S-Class, 2006

  • 0,26 — Lexus LS 430, 2001 (0,25 air suspension)

  • 0,26 — Toyota Prius, 2004

  • 0,25 — Audi A2 1. 2 TDI, 2001

  • 0,24 — Tesla Model S, 2013

Несерийные автомобили

  • 0,2 — Loremo, 2007

  • 0,195 — General Motors EV1, 1996

  • 0,19 — Mercedes-Benz Bionic, 2005

  • 0,18— Acabion, 2006

  • 0,18 — Мерседес Т80, 1939

  • 0,25-0,19 — Mercedes-Benz Concept IAA, 2015

См. также

  • Лобовое сопротивление
  • Турбулентное течение
  • Каммбэк
  • Спойлер
  • Аэродинамика автомобиля

Ссылки

  • Унесенные ветром: Аэродинамика автомобилей, autotechnic.su, 30.10.2009
  • Кадр дня: Сверхлегкий и сверхэкономичный автомобиль, Иван Карташев, 21 июня 2007 (Loremo AG: LS / GT)

% PDF-1.3 % ReportLab Созданный PDF-документ http://www.reportlab.com % 'BasicFonts': класс PDFDictionary 1 0 obj % Стандартный словарь шрифтов > endobj % 'Annot.NUMBER1': класс PDFDictionary 2 0 obj > / Граница [0 0 0] / Rect [340,11 535,0724 373 878 547. bO" / HAD5s) a: 97_R'm01S0 * b.= 95X [B] 'a "Ybh% 7MtjFDthg; s = H! DQ) 5R, (D $ * Dfbm0U% Z * rK'h & 4" + .. 7SGsS% criGomc'0gq $ \ 5-68Ee.K9Bm9! T &&& IF & PAB&M & G&M & G&M & P&M & G&M & P&M & S&L & G & P&M & P&S S & YGE && s && С5 & F &&&& NjRr &: 4 && rLW3TGZ &&& Т-MZ & HM & K &&& Nlb & JND & К: &&& т & м && jSe.-NNG & && && qJ8168VP & Qc &; & QZ & & B9 & K && EJ1iCTcF && IjNR & LN &&& oPaQOBM && IL && U && SMFW: & TbdJH &&&&& Wq & м &&& М.В..& М-UBUfg & XFC3CK & rJ4c7 & s & Ko3f & ч & N_JBbsn & tVTpDbU6VQmGgcRa & M && W- & Fj9 && J6I1BIQ & FtHJLZ5JR & т & R &&& HMTXJT & mCh2 & Rk & V & Pu & ГРУ & Xn && dgMacW & п &: F & Dj-InEiB & _ && ки и РРК & MB9 & YIaeso & TTDk && п && L6 &: & K &&& stbKn4es6-Xp_hXFp & a9l3GO0 _ && J & H4 & u.C &&&& GQ & ZHP0cW & KRjE &&& oYuG & Вр & k1i & Н & Т & Aqmq & IL & i1UMO9ZeQ_ & LI0CqJNsT &&& о.4 &


& ч & Rp && g7gO & аи &&& HKjbj &&&& KhMtNJ &

& S & Qq &&& с &&&&&&&&& mfWW & м & G &&&&& O & K & O & E & б1 & o3X2k0X & Е && ПДР & л && Ск & IHA & XrEAOg &&&&&&& W5 & E9 & т && Wfrq5 &&&&& & ола & ZYB && ej7XL & R5 & е && Ld && C & nbWHSr &&&&&& edCHMQI & Hemd &&&&& Я &&& t6.& I: & B2C & && g7p & ZiLo & to6O && YtD23TH & DTR && PCQ && _ &&&&&&&&&&& УВО & Ff &: &&& r0gVabEW-а & T && riZn - && & d & ZW && KhBk && D & WTEJNg4 & RR5g &&& NH

& od8 && IF5 && L &&& _ M: SYaEZIY & Сес & л & G & MP2 & s4 & АСР & gé &&&& р: 7: В5 & MGBaIYG & S5ZdsS5hok & bQVS1 & A: RoVl & М && DSQYaP & Х && QkCiCdW6 & J6 & г & Am & Zr & Cz & Co0-мМ & H & bNWh && C &: & IVegD & QY87n & K && V & C & RRMS & K & _0E-7l7S3o & ZX & O &

1cals> & Lb3hBML &&& QqqJ._U & WFXZJG5 & AkYjiC1.1Af & е & pt5X.-K & pZPtij & O &&& q0Kt & DScTA &&& г: eQi3rmDC & р & mRTTIt0 &&& Sg & л: BA & Fm2WkQbo1 &&& K.sepKl & SC & &&& GB &: && Pjt & oVGjuJqALq7B && V & Dl5STaXd

& M8 &&& & d & MF6 &&& Rs & WLN & o1H & Y & J0JDY_5P8 &&& Т-л &&& ÖGB & _ && Е && ео & J &&& tN8om & с & аи & L8Pi & W &&&&& bc8asJT5-мм && Р.М. & RP &&& JM & MB & Xiah & B & HGQ & X4S5 &&& I2

Для улучшения этой статьи желательно:
  • Найти и оформить в виде сносок ссылки на независимые авторитетные источники, подтверждающие написанное. {2}}{2}}S.}

    C x {\displaystyle C_{x}} зависит только от формы автомобиля и числа Рейнольдса, при равенстве всех критериев подобия, в данном случае существенно число Рейнольдса, одинаков для всех геометрически подобных тел, независимо от их конкретных размеров. C x {\displaystyle C_{x}} в широком диапазоне чисел Рейнольдса Re, от ~1000 до ~10 5 приблизительно постоянно. При малых Re C x {\displaystyle C_{x}} увеличивается из-за перехода обтекающего потока в ламинарное течение, для автомобиля такое Re соответствует скорости нескольким десяткам сантиметрам в секунду. При Re> 10 5 наступает полное развитие турбулентности как на лобовой, так и на тыльной сторонах обтекаемого тела и C x {\displaystyle C_{x}} снижается.

    Чем меньше C x {\displaystyle C_{x}}, тем меньше лобовое сопротивление движению автомобиля и меньше расход топлива при прочих равных условиях. C x {\displaystyle C_{x}} современных легковых серийно выпускаемых автомобилей лежит в пределах от 0.2 до 0.35. У грузовых автомобилей и внедорожников, из-за плохо обтекаемого воздухом массивного кузова - до 0. 5 и более.

    Некоторые производители указывают в спецификациях эффективную площадь сопротивления автомобиля S e f {\displaystyle S_{eff}}:

    S e f = C x ⋅ S. {\displaystyle S_{eff}=C_{x}\cdot S.}

    Эта величина равна площади тонкой плоской пластины, ориентированной перпендикулярно набегающему потоку и испытывающей равную силу сопротивления с автомобилем, движущемся с той же скоростью, так как C x {\displaystyle C_{x}} тонкой пластины близок к 1. Эффективная площадь зависит не только от формы, но и от размеров автомобиля, точнее, от площади его миделева сечения. Эффективная площадь современных серийных составляет от 0.5 м 2 для легковых до 2 и более квадратных метров у внедорожников и грузовиков.

    Коэффициент сопротивления определяется экспериментальным путём продувкой макетов автомобилей в аэродинамической трубе, либо расчётным путём с помощью компьютерного моделирования.

    Коэффициент лобового сопротивления Википедия

    Четыре силы, действующие на самолёт

    Лобовое сопротивление — сила, препятствующая движению тел в жидкостях и газах. Лобовое сопротивление складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сила сопротивления является диссипативной силой и всегда направлена против вектора скорости тела в среде. Наряду с подъёмной силой является составляющей полной аэродинамической силы.

    Сила лобового сопротивления обычно представляется в виде суммы двух составляющих: сопротивления при нулевой подъёмной силе и индуктивного сопротивления. Каждая составляющая характеризуется своим собственным безразмерным коэффициентом сопротивления и определённой зависимостью от скорости движения.

    Лобовое сопротивление может способствовать как обледенению летательных аппаратов (при низких температурах воздуха), так и вызывать нагревание лобовых поверхностей ЛА при сверхзвуковых скоростях ударной ионизацией.

    Траектории трёх объектов (угол запуска — 70°, Distance — расстояние, Height — высота). Чёрный объект не испытывает никакого сопротивления и движется по параболе, на голубой объект действует закон Стокса, на зелёный объект — закон вязкости Ньютона

    Сопротивление при нулевой подъёмной силе

    Эта составляющая сопротивления не зависит от величины создаваемой подъёмной силы и складывается из профильного сопротивления крыла, сопротивления элементов конструкции самолёта, не вносящих вклад в подъёмную силу, и волнового сопротивления. {3}}{2}}S}).

    Индуктивное сопротивление в аэродинамике

    Индуктивное сопротивление (англ. lift-induced drag) — это следствие образования подъёмной силы на крыле конечного размаха. Несимметричное обтекание крыла приводит к тому, что поток воздуха сбегает с крыла под углом к набегающему на крыло потоку (т. н. скос потока). Таким образом, во время движения крыла происходит постоянное ускорение массы набегающего воздуха в направлении, перпендикулярном направлению полёта, и направленном вниз. Это ускорение, во-первых, сопровождается образованием подъёмной силы, а во-вторых — приводит к необходимости сообщать ускоряющемуся потоку кинетическую энергию. Количество кинетической энергии, необходимое для сообщения потоку скорости, перпендикулярной направлению полёта, и будет определять величину индуктивного сопротивления. На величину индуктивного сопротивления оказывает влияние не только величина подъёмной силы (так, в случае отрицательной работы подъёмной силы направление вектора индуктивного сопротивления противоположно вектору силы, обусловленной тангенсальным трением), но и её распределение по размаху крыла. {2}}{2}}S}}}

    Таким образом, индуктивное сопротивление вносит существенный вклад при полёте на малой скорости (и, как следствие, на больших углах атаки). Оно также увеличивается при увеличении веса самолёта.

    Суммарное сопротивление

    Является суммой всех видов сил сопротивления:

    F=F0+Fi{\displaystyle F=F_{0}+F_{i}}

    Так как сопротивление при нулевой подъёмной силе F0{\displaystyle F_{0}} пропорционально квадрату скорости, а индуктивное Fi{\displaystyle F_{i}} — обратно пропорционально квадрату скорости, то они вносят разный вклад при разных скоростях. С ростом скорости F0{\displaystyle F_{0}} растёт, а Fi{\displaystyle F_{i}} — падает, и график зависимости суммарного сопротивления F{\displaystyle F} от скорости («кривая потребной тяги») имеет минимум в точке пересечения кривых F0{\displaystyle F_{0}} и Fi{\displaystyle F_{i}}, при которой обе силы сопротивления равны по величине. При этой скорости самолёт обладает наименьшим сопротивлением при заданной подъёмной силе (равной весу), а значит, наивысшим аэродинамическим качеством.

    Мощность, требуемая для преодоления силы паразитного сопротивления, пропорциональна кубу скорости, а мощность, требуемая для преодоления индуктивного сопротивления, обратно пропорциональна скорости, поэтому суммарная мощность тоже имеет нелинейную зависимость от скорости. При некоторой скорости мощность (а значит, и расход топлива) становится минимальной — это скорость наибольшей продолжительности полёта (барражирования). Скорость, при которой достигается минимум отношения мощности (расхода топлива) к скорости полёта, является скоростью максимальной дальности полёта или крейсерской скоростью.

    См. также

    Сопротивление воздуха

    Литература

    • Юрьев Б. Н. Экспериментальная аэродинамика. Часть II Индуктивное сопротивление, НКОП СССР, 1938, 275 с.

    Ссылки

    Лобовое сопротивление — Википедия. Что такое Лобовое сопротивление

    Четыре силы, действующие на самолёт

    Лобовое сопротивление — сила, препятствующая движению тел в жидкостях и газах. Лобовое сопротивление складывается из двух типов сил: сил касательного (тангенциального) трения, направленных вдоль поверхности тела, и сил давления, направленных по нормали к поверхности. Сила сопротивления является диссипативной силой и всегда направлена против вектора скорости тела в среде. Наряду с подъёмной силой является составляющей полной аэродинамической силы.

    Сила лобового сопротивления обычно представляется в виде суммы двух составляющих: сопротивления при нулевой подъёмной силе и индуктивного сопротивления. Каждая составляющая характеризуется своим собственным безразмерным коэффициентом сопротивления и определённой зависимостью от скорости движения.

    Лобовое сопротивление может способствовать как обледенению летательных аппаратов (при низких температурах воздуха), так и вызывать нагревание лобовых поверхностей ЛА при сверхзвуковых скоростях ударной ионизацией.

    Траектории трёх объектов (угол запуска — 70°, Distance — расстояние, Height — высота). Чёрный объект не испытывает никакого сопротивления и движется по параболе, на голубой объект действует закон Стокса, на зелёный объект — закон вязкости Ньютона
    Поток и форма
    препятствия
    Сопротивление
    формы
    Сопротивление

    вязкого трения

    0 % 100 %
    ~10 % ~90 %
    ~90 % ~10 %
    100 % 0 %

    Сопротивление при нулевой подъёмной силе

    Эта составляющая сопротивления не зависит от величины создаваемой подъёмной силы и складывается из профильного сопротивления крыла, сопротивления элементов конструкции самолёта, не вносящих вклад в подъёмную силу, и волнового сопротивления. {3}}{2}}S}).

    Индуктивное сопротивление в аэродинамике

    Индуктивное сопротивление (англ. lift-induced drag) — это следствие образования подъёмной силы на крыле конечного размаха. Несимметричное обтекание крыла приводит к тому, что поток воздуха сбегает с крыла под углом к набегающему на крыло потоку (т. н. скос потока). Таким образом, во время движения крыла происходит постоянное ускорение массы набегающего воздуха в направлении, перпендикулярном направлению полёта, и направленном вниз. Это ускорение, во-первых, сопровождается образованием подъёмной силы, а во-вторых — приводит к необходимости сообщать ускоряющемуся потоку кинетическую энергию. Количество кинетической энергии, необходимое для сообщения потоку скорости, перпендикулярной направлению полёта, и будет определять величину индуктивного сопротивления.

    На величину индуктивного сопротивления оказывает влияние не только величина подъёмной силы, но и её распределение по размаху крыла. Минимальное значение индуктивного сопротивления достигается при эллиптическом распределении подъёмной силы по размаху. {2}}{2}}S}}}

    Таким образом, индуктивное сопротивление вносит существенный вклад при полёте на малой скорости (и, как следствие, на больших углах атаки). Оно также увеличивается при увеличении веса самолёта.

    Суммарное сопротивление

    Является суммой всех видов сил сопротивления:

    X=X0+Xi{\displaystyle X=X_{0}+X_{i}}

    Так как сопротивление при нулевой подъёмной силе X0{\displaystyle X_{0}} пропорционально квадрату скорости, а индуктивное Xi{\displaystyle X_{i}} — обратно пропорционально квадрату скорости, то они вносят разный вклад при разных скоростях. С ростом скорости X0{\displaystyle X_{0}} растёт, а Xi{\displaystyle X_{i}} — падает, и график зависимости суммарного сопротивления X{\displaystyle X} от скорости («кривая потребной тяги») имеет минимум в точке пересечения кривых X0{\displaystyle X_{0}} и Xi{\displaystyle X_{i}}, при которой обе силы сопротивления равны по величине. При этой скорости самолёт обладает наименьшим сопротивлением при заданной подъёмной силе (равной весу), а значит, наивысшим аэродинамическим качеством.

    Мощность, требуемая для преодоления силы паразитного сопротивления, пропорциональна кубу скорости, а мощность, требуемая для преодоления индуктивного сопротивления, обратно пропорциональна скорости, поэтому суммарная мощность тоже имеет нелинейную зависимость от скорости. При некоторой скорости мощность (а значит, и расход топлива) становится минимальной — это скорость наибольшей продолжительности полёта (барражирования). Скорость, при которой достигается минимум отношения мощности (расхода топлива) к скорости полёта, является скоростью максимальной дальности полёта или крейсерской скоростью.

    См. также

    Сопротивление воздуха

    Литература

    • Юрьев Б. Н. Экспериментальная аэродинамика. Часть II Индуктивное сопротивление, НКОП СССР, 1938, 275 с.

    Ссылки

    Аэродинамические характеристики крыла


     

     

     

    Похожие материалы  "Подъемная сила крыла" а так же, что такое "САХ" и как найти "центр тяжести".

     

          ВСЯКАЯ несущая поверхность, помимо сопротивления, создает еще подъемную силу, обеспечивающую полет летательного аппарата. Единый поток перед крылом разделяется на два неодинаковых потока (рис. 1,а). В верхнем потоке струйки как бы сжимаются, скорость их увеличивается, в нижнем же потоке, наоборот, струйки расширяются и скорость их уменьшается. По закону Бернулли, чем выше скорость, тем меньше давление в струе. Следовательно, над крылом образуется область, давление в которой ниже, чем под крылом.

           В зависимости от скорости распределяется и давление по крылу (рис. 1,б). Каждый вектор давления на диаграммах представляет собой силу, которая действует на единицу площади поверхности крыла. Если все эти силы сложить, то получим полную аэродинамическую силу, воздействующую на крыло. Исключением в этом случае будут силы трения, которые по диаграмме распределения давления определить нельзя, так как они направлены по касательной к профилю.

           Проекция полной аэродинамической силы на ось, перпендикулярную направлению потока, называется подъемной силой (рис. 2,а). Полную аэродинамическую силу R можно разложить на подъемную силу Y и силу лобового сопротивления X (рис. 2,б.)

     

     

     

         Подъемная сила крыла зависит от его геометрических размеров, положения относительно потока, скорости полета модели, плотности воздуха и несущей способности профиля крыла. Эту зависимость принято записывать в виде формулы:

    где Cy — коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий несущую способность профиля.

           Этот коэффициент зависит от формы профиля и угла атаки α — угла между скоростью набегающего воздушного потока и хордой профиля (рис. 2в). Хорда профиля — это условная прямая линия, применяемая для построения профиля, проходящая, как правило, через носик и хвостовик профиля.

          Кроме сопротивления трения и формы, в коэффициент Cx входит еще один третий вид сопротивления — индуктивное. Дело в том, что крыло отбрасывает набегающий на него поток воздуха вниз со скоростью Vcp (рис. 7) так, что в итоге он направлен не по скорости v, a по скорости v1. Это явление называется скосом потока. Угол отклонения потока ∆α называется углом скоса потока. Сложив геометрически скорости V и Vcp. получают действительное направление и величину скорости потока v1, обтекающего крыло. Изменение направления скорости вызывает, естественно, и изменение угла атаки

           Благодаря скосу потока истинный угол атаки меньше геометрического. Угол скоса потока определяется по формуле

    где  λ — удлинение крыла.

           Удлинение крыла λ определяется как отношение квадрата размаха крыла L к площади крыла Sкр

             Размах крыла L определяется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

           Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно к потоку, обтекающему крыло. Благодаря скосу потока подъемная сила отклонится назад на угол ∆α и будет перпендикулярна новому направлению скорости V1

           Эта подъемная сила называется истинной. Ее можно разложить на две составляющие: перпендикулярную к направлению скорости полета V и параллельную направлению скорости. Эта составляющая, существование которой возможно только при наличии подъемной силы, направлена всегда против движения крыла.

            Коэффициент индуктивного сопротивления определяют по формуле

          Угол скоса потока и индуктивное сопротивление зависят от формы профиля крыла, удлинения и от угла атаки.

          Таким образом, полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха состоит из сопротивления формы, сопротивления трения и индуктивного сопротивления (рис. 2в). Соответственно, коэффициент сопротивления крыла выражается формулой

          Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления. Условились считать, что центр давления лежит на хорде крыла. Если характер обтекания правой и левой половины крыла одинаков, центр давления всего крыла лежит в плоскости симметрии. Нарушение геометрической и аэродинамической симметрии крыла вызовет смещение центра давления.

     

        Положение центра давления на хорде зависит от угла атаки и оказывается различным у профилей разной формы. Характер перемещения центра давления вдоль хорды при изменении угла атаки зависит от формы профиля.

           В этом отношении профили делятся на три категории. У несимметричных 1,2 и вогнуто-выпуклых 3,4 профилей (рис. 4), у которых средняя линия вогнута, центр давления при увеличении угла атаки перемещается вперед и наиболее переднее положение занимает при α, близких к αкр, В этом случае центр давления находится примерно на расстоянии 25—35% хорды от носика профиля. При уменьшении угла атаки он перемещается назад и при углах атаки, на которых Су становится близким к Су = 0, уходит за пределы крыла.

     

            У симметричных профилей 4, имеющих прямую среднюю линию, центр давления в пределах значительного диапазона углов атаки занимает постоянное положение и находится примерно на расстоянии 25% длины хорды от носика. При углах атаки больших критического, центр давления у них резко уходит назад.

              У S-образных профилей 6 отогнута вверх задняя кромка. Если хвостик профиля отогнут мало, то перемещение центра давления такое же, как и у профилей первой категории. Бели хвостик отогнут больше, то профиль будет иметь постоянный центр давления. Если же его отогнуть еще больше, то центр давления при увеличении угла атаки отходит назад.

             Перемещение центра давления вызывает изменение момента равнодействующей воздушных сил относительно центра тяжести модели. Для того, чтобы судить об устойчивости крыла данного профиля, необходимо знать, как меняется момент воздушных сил, действующих на крыло, с изменением угла атаки.

     

            На рис. 10 изображен профиль крыла модели. Так как при предварительных расчетах конструкция модели еще неизвестна, и, следовательно, неизвестно положение ее центра тяжести, вращение крыла рассматривают не относительно центра тяжести, а относительно точки А, находящейся на носике профиля. Силу R раскладывают не на Y и X, как это делалось раньше, а на силы Rnи Rt.

           Сила Rn мало отличается от Y, поэтому с небольшой ошибкой можно допустить, что Rn = Y. Момент силы Rn относительно точки А равен

    где Хс— расстояние от центра давления до точки А.

         Так как положение центра давления при разных углах атаки неизвестно, то считают, что крыло вращается силой Rm. приложенной на задней кромке профиля. Для этого необходимо, чтобы

           Это равенство может сохраняться при разных углах атаки, так как изменение Y и Хс может соответствовать изменению Rmпри постоянном плече b. Величину Rmопределяют в аэродинамической трубе из условия равновесия относительно опоры весов. При этом замеряют силу Rm при разных углах атаки. Зная момент, нетрудно подсчитать и коэффициент CmA в формуле

          Зависимость коэффициента CmA от угла атаки α  представлена на рис. 6.

     

          Значение коэффициентов Сх и Су для различных углов атаки — на рис. 3. Значения коэффициентов Су для различных профилей — на рис. 5. Кривая Су по α для симметричного профиля проходит через начало координат. С увеличением вогнутости профиля кривая зависимости Су по α смещается вверх.

            Объединенный график зависимости Су от Сх при различных α называется полярой (рис. 8). Имея поляру, можно определить ряд величин, которые характеризуют крыло. Если провести касательную к поляре, параллельную оси Сх, то в точке касания получают угол атаки, соответствующий Су max (рис. 8). Этот угол называется критическим углом атаки «Крит- При увеличении угла атаки сверх критического нарушается обтекание крыла и подъемная сила уменьшается.

    Как видно из поляры, при увеличении угла атаки до α крит , подъемная сила и сопротивление увеличиваются. На больших углах атаки крыло работает в невыгодных условиях вследствие нарушения обтекания.

         Наивыгоднейшим называется такой угол атаки, при котором отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления наибольшее. Чтобы найти этот угол, нужно из начала координат провести касательную к поляре.

     

     

         Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называют аэродинамическим качеством крыла.

         При полете на угле атаки, имеющем Кmaxмодель проходит наибольшее расстояние. Для того, чтобы модель продержалась наибольшее время в воздухе, необходимо, чтобы угол   атаки был равен экономическому углу.

           Угол атаки нулевой подъемной силы α0 лежит на пересечении поляры с осью Сх. При этом угле атаки Су = 0.

             Угол атаки, при котором Сх  имеет наименьшее значение Сх min находится в точке касания линии к поляре, проведенной параллельно оси Су.

         Значения коэффициентов Сх и Су при каком-либо значении угла атаки зависит от числа Re (рис. 9). При Re<Reкpобтекание профиля ламинарное. Обычно отрыв ламинарного пограничного слоя происходит сразу же за максимально высокой точкой профиля на данном угле атаки, а точнее, за точкой минимума давления, в месте начала повышения давления. С ростом угла атаки точка отрыва ламинарного пограничного слоя перемещается вперед.

          Застойная зона как бы исключает из работы большую часть верхней поверхности крыла. В результате подъемная сила профиля падает, а перераспределение давлений по верхней поверхности приводит к существенному изменению Су и значительному росту Сх.

    При Re>Reкpит обтекание профиля потоком турбулентное. Благодаря перемешиванию относительная скорость и кинетическая энергия частиц воздуха вблизи профиля более высокая, чем у ламинарного пограничного слоя, и турбулентный пограничный слой может преодолевать повышенное давление на значительном участке задней поверхности профиля. Точка отрыва турбулентного пограничного слоя лежит вблизи задней кромки и тем ближе к ней, чем меньше перепад давления между соседними точками профиля и чем большую скорость имеет внешний поток. Это приводит к росту Су и уменьшению Сх.


     

    Н. ЛЯШЕНКО, руководитель заводского клуба юных техников Харьков

    Журнал Крылья Родины

     

     

    Аэродинамическое сопротивление | Статья об аэродинамическом сопротивлении по The Free Dictionary

    лобовое сопротивление, сила, которую газ (например, воздух) оказывает на тело, движущееся через него; эта сила всегда направлена ​​против направления скорости и является составляющей аэродинамической силы. Знание аэродинамического сопротивления необходимо для аэродинамических расчетов самолета, так как, в частности, от этих знаний зависит скорость движения для заданных тяговых характеристик двигательной установки.

    Аэродинамическое сопротивление является результатом необратимого преобразования части кинетической энергии тела в тепло. Аэродинамическое сопротивление зависит от формы и размеров тела, от его угла атаки, от величины скорости, а также от свойств и условий среды, в которой происходит движение. В реальных средах существует вязкое трение в пограничном слое между поверхностью тела и средой, есть потери при образовании ударных волн на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях (волновое сопротивление) и при образовании вихрей.Преобладающая составляющая аэродинамического сопротивления зависит от условий полета и формы тела. Например, для затупленных тел вращения, движущихся с большой сверхзвуковой скоростью, аэродинамическое сопротивление определяется в основном волновым сопротивлением. Для обтекаемых тел, движущихся с малой скоростью, аэродинамическое сопротивление определяется сопротивлением трения и потерями на образование вихрей.

    В аэродинамике аэродинамическое сопротивление описывается безразмерным коэффициентом аэродинамического сопротивления C D , через который аэродинамическое сопротивление D определяется как

    , где ρ ∞ - плотность невозмущенной среды, v ∞ - скорость движения тела относительно этой среды, а 5 - удельная площадь тела.Коэффициент C D для тела заданной формы при определенной ориентации относительно потока зависит от критериев безразмерного подобия, которые включают числа Маха и числа Рейнольдса. Численное значение C D обычно определяется экспериментально, путем измерения аэродинамического сопротивления в аэродинамических трубах и других устройствах, используемых в аэродинамических экспериментах. Теоретически аэродинамическое сопротивление можно определить только для ограниченного класса простейших тел.

    Большая Советская Энциклопедия, 3-е издание (1970-1979).© 2010 The Gale Group, Inc. Все права защищены.

    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 до , 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 рисовать 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 как последовательные линии, 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 ПЕРЕДАЧЕ

    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.

    ПОДЪЕМНО-ПЕРЕВОЗКА

    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.


    ИНДУЦИРОВАННОЕ 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.


    АКОРД, 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 квадрату 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.


    ВИХРИНКИ

    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 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.


    СИЛ 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.


    СООТВ.

    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.


    ФЛАЙТЕР

    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 двигаться обратно вниз, 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, на . 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, крылья которого не ровные будет стремиться двигаться в направлении низкорасположенного крыла, потому что в этом направление.

    Двугранный, поднимающий концы крыльев над их основанием, дает боковых 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 высоким 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 эффект 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 устойчивость, около боковой 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, так как 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.


    ОБОРОТОВ

    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 требуется 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 на , 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 .


    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 ОБОРОТЕ

    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 , градусов 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 поворот на кр. В пологом повороте преобладает устойчивость, и самолету может потребоваться элерон в направлении поворота для поддержания угла крена.В крутых поворотах преобладает перебег и 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 ПОДЪЕМ

    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 будет , а не , будет равняться 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 на 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 УПРАВЛЕНИЯ УПРАВЛЕНИЕМ НА СООТВЕТСТВИЕ ГЛАДКА

    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 . Лучшая скорость 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 только вы не пытаетесь достичь точки на земле (а 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.

аэродинамика полета сопротивления


перетащить


На этом рисунке изображен немецкий истребитель Ме-109Г из г. Вторая Мировая Война.Показано процентное распределение сопротивление (включая интерференционное сопротивление) компоненты

Любое физическое тело, перемещаемое по воздуху с ним связано сопротивление. В аэродинамике сопротивление определяется как сила, препятствующая поступательному движению через атмосферу и параллельно направление скорости набегающего потока воздушный поток.Сопротивление необходимо преодолевать толчком, чтобы добиться поступательного движения.

Перетаскивание создается девятью условиями, связанными с движение частиц воздуха над самолетом. Там есть несколько видов сопротивления: форма, давление, кожа трение, паразит, индуцированный и волновой.

Термин «разделение» относится к плавному течению воздух, когда он плотно прилегает к поверхности крыла, затем внезапно вырывается из поверхности и создает хаотичный поток. Вторая картинка слева на полях этой страницы показаны примеры движения воздуха мимо множества предметов.Дно хорошо видно ламинарный поток (поток в слоях), где поток остается прикрепленным (близко к поверхности) объект. Объект чуть выше имеет ламинарный поток для первая половина объекта, а затем поток начинает отделяться от поверхности и образовывать множество хаотические крошечные вихревые потоки, называемые вихрями. Два объекты чуть выше них имеют большую область отрывной поток.Чем больше область разделения поток, тем больше сопротивление. Вот почему самолет дизайнеры прилагают все усилия, чтобы упростить крылья и хвосты и фюзеляжи для минимизации лобового сопротивления.

Индуцированное сопротивление


Индуцированное сопротивление - это побочный продукт подъемной силы

Индуцированное сопротивление - это сопротивление, создаваемое вихри на законцовке крыла самолета. Индуцированное сопротивление - это сопротивление подъемной силы. В высокое давление под крылом вызывает воздушный поток на кончиках крыльев завиваться снизу к вершине круговыми движениями. Это приводит к хвостовой вихрь. Индуцированное сопротивление увеличивается в прямом пропорционально увеличению угла атаки. В круговое движение создает изменение угла атака возле законцовки крыла, вызывающая увеличение бремя.Чем больше угол атаки до критический угол (где происходит срыв), большее количество подъемной силы и больше индуцированное сопротивление.

Все эти типы сопротивления необходимо учитывать. при определении сопротивления для дозвукового полета. общее сопротивление является суммой паразитарного и индуцированного бремя.

Общее перетаскивание = Перетаскивание паразитов + Индуцированное перетаскивание

Но чистое (или полное) сопротивление самолета не просто сумма сопротивления его компонентов. когда компоненты объединены в полную самолет, один компонент может повлиять на воздушный поток вокруг и над самолетом, и, следовательно, сопротивление один компонент может влиять на перетаскивание, связанное с другой компонент.Эти эффекты называются . интерференционные эффекты , а изменение суммы составляющих перетаскивания называется интерференцией перетащите . Таким образом,

(Перетащите) 1 + 2 = (Перетащите) 1 + (Перетащите) 2 + (Перетащите) помехи

Как правило, сопротивление помех увеличивает компонент перетаскивается, но в некоторых случаях, например, добавление баков наконечников к крылу, общее сопротивление будет меньше чем сумма двух составляющих перетаскивания из-за уменьшение индуцированного сопротивления.

паразитический перетащить

Паразитическое сопротивление типичного самолет в крейсерской конфигурации состоит в первую очередь из-за трения кожи, шероховатости и сопротивление давления основных компонентов. Есть обычно какое-то дополнительное сопротивление паразитов из-за таких такие вещи, как подъем фюзеляжа вверх, зазоры на руле, базовые области и другие посторонние предметы.Поскольку большинство элементов, составляющих общее сопротивление паразитов зависят от числа Рейнольдса, а некоторые из них в зависимости от числа Маха необходимо указать условия, при которых паразит увлекается быть оцененным. В методе этих заметок выбранными условиями являются число Маха и Число Рейнольдса, соответствующее полету интересующее состояние.

Основная зона сопротивления паразитов для аэродинамический профиль и формы тела могут быть вычислены из следующее выражение:
f = k c f S wet

где трение кожи коэффициент, c f , который основан на подверженная воздействию увлажненная зона включает в себя воздействие шероховатость, а форм-фактор k учитывает эффекты как сверхскоростей, так и сопротивления давления.S мокрый это общая смоченная площадь тела или поверхности.

Расчет общей перетаскивание паразита требует, чтобы мы вычислили площадь перетаскивания каждого из основных компонентов (фюзеляжа, крыла, гондолы и пилоны, а также поверхности оперения), а затем оценить дополнительные компоненты сопротивления паразитов описано выше.

Так пишем:
C D p =

S k i c f i S мокрый i / S , исх. + C Dupsweep + C Dgap + C Dnac_base + C Dmisc
, где первый член включает поверхностное трение, и сопротивление давлению при нулевом подъеме основных компонентов.c f i - средний скин коэффициент трения для шероховатой пластины с переход при полете числа Рейнольдса. Эквивалент шероховатость определяется по данным летных испытаний.

форма перетаскивания

Форма сопротивление и давление практически одинаковы тип перетаскивания.Сопротивление формы или давления вызвано воздух, обтекающий самолет или его профиль. Разделение воздуха создает турбулентность и приводит к в карманах низкого и высокого давления, оставляющих просыпаться за самолетом или аэродинамическим профилем (отсюда и название сопротивление давления). Это противодействует поступательному движению и является составляющая полного сопротивления. Поскольку это сопротивление связано с к форме или форме самолета, это также называется перетаскиванием формы.Оптимизация самолета позволит уменьшить сопротивление формы, и части самолета, которые не поддаются оптимизации, заключены в крышки, называемые обтекателями, или капотом двигателя, имеющие обтекаемую форму. Компоненты самолета которые создают сопротивление формы, включают (1) крыло и крыло закрылки, (2) фюзеляж, (3) оперение, (4) гондолы, (5) шасси, (6) крыльевые баки и внешние магазины и (7) двигатели.

Кожа сопротивление трения вызвано фактическим контактом частиц воздуха на поверхности самолет. Это то же самое, что трение между любые два объекта или вещества. Потому что трение кожи сопротивление - это взаимодействие между твердым телом (самолет поверхность) и газ (воздух), величина кожи сопротивление трения зависит от свойств как твердое тело и газ.Для твердого самолета кожа фантастическое сопротивление может быть уменьшено, а воздушная скорость может быть несколько увеличился за счет сохранения поверхности самолета полированный и чистый. Для газа величина сопротивления зависит от вязкости воздух. Вдоль твердой поверхности самолета образуется пограничный слой низкоэнергетического потока. В величина кожного трения зависит от состояния этого потока.

кожа трение


Передняя кромка крыла будет всегда создают определенное сопротивление трения

Важная аэродинамическая сила при низкоскоростном дозвуковом полете действует сила сдвига (боковая сила или внутреннее трение), вызванные вязкое обтекание поверхностей автомобиля.Эта сила сдвига называется поверхностным трением. силы или сопротивления поверхностного трения и сильно зависит от число Рейнольдса, шероховатость поверхности и давление градиенты. В дополнение к силам давления, которые действовать везде перпендикулярно (перпендикулярно) телу в движущемся воздухе также присутствуют силы вязкости. Это эти вязкие силы, которые изменяют подъемную силу, существовали бы в идеальных условиях (воздух невязкий и несжимаемый) и поможет создать настоящее сопротивление.

Если бы воздушный поток был идеальным, то есть невязким, воздух просто скользил бы по гладкой поверхности пластина со скоростью V. Во всех точках вдоль поверхность пластины, распределение скорости (то есть изменение скорости при движении перпендикулярно от поверхности) будет равномерное постоянное значение V∞.Никакого перетаскивания не будет если бы воздушный поток был без трения (невязким).

Однако в реальных условиях очень тонкая пленка молекулы воздуха прилипают к поверхности. Это очень важное условие противоскольжения. В нем говорится, что в поверхности тела скорость воздушного потока равна нулю. По мере удаления от тела скорость движения воздух постепенно увеличивается, пока в какой-то момент скорость становится постоянной величиной; в случае плоская пластина это значение составляет V.Слой воздуха, где скорость меняется от нуля до постоянной значение называется пограничным слоем. В рамках пограничный слой, есть относительные скорости между слоями и внутреннее трение подарок. Это внутреннее трение распространяется на поверхность тела. Совокупный эффект всех эти силы трения создают сопротивление тарелка.Это сопротивление называется поверхностным трением. бремя.


Реальный обтекание профиля жидкостью. Толщина пограничные слои и след сильно преувеличены. Придонный поток по нижней поверхности так же, как на верхней поверхности.

Первоначально возле передней кромки плоской гладкой пластины имеет ламинарное течение ( поток слоистый) и пограничный слой также устойчивый и слоистый, следовательно, ламинарный пограничный слой.По мере продвижения вниз по потоку вязкость сохраняется. действовать, и ламинарный пограничный слой утолщается как все больше и больше воздуха замедляется внутренними трение. В конце концов, достигается точка пластина, на которой ламинарный пограничный слой подвергается переход и становится турбулентным пограничным слоем. Как обычно в турбулентном потоке, существует случайная движение в пограничном слое, а также движение вниз по потоку.На поверхность плиты. Еще одно важное отличие от ламинарного пограничного слоя заключается в том, что скорость увеличивается быстрее по мере удаления от стены, хотя полный пограничный слой толщина больше. Турбулентный пограничный слой чем дальше от стены, тем медленнее восстанавливается энергия движение воздуха ближе к стене.Это состояние может быть видно при сравнении профиля ламинарного пограничный слой с профилем турбулентного пограничный слой.

Число Рейнольдса оказывает важное влияние на пограничный слой. По мере увеличения числа Рейнольдса (вызвано увеличением скорости воздушного потока и / или уменьшение вязкости) пограничный слой густеет медленнее.Однако даже если Число Рейнольдса становится большим, скорость на поверхность тела должна быть нулевой. Таким образом, граница слой никогда не исчезает.

Интересно отметить, что типичная толщина пограничного слоя на крыле самолета составляет обычно меньше сантиметра (2,5 дюйма). Еще, скорость должна отличаться от нуля на поверхности крыло до сотен метров в секунду на внешний край пограничного слоя.Очевидно, что огромные силы сдвига (внутреннее трение) должны действовать в этом регионе. Это приводит к сопротивление поверхностного трения.

Наносится на профиль в реальном потоке воздуха, то же скорость набегающего потока V и статическая скорость набегающего потока давление p применить. Воздушное поле впереди профиль лишь немного доработан и на все для практических целей, скорости и статические давления такие же, как и для случая идеальной жидкости.Снова точка застоя (точка без движения) происходит на передней кромке профиля, а давление достигает максимального значения pt при этом точка (общее или застойное давление). Из этого наведите указатель мыши на профиль, картина изменится.

Как отмечалось ранее в примере с плоской пластиной, пограничный слой начинает формироваться из-за вязкости.Этот пограничный слой очень тонкий и за его пределами поток действует очень похоже на идеальную жидкость. Кроме того, статическое давление, действующее на поверхность профиль определяется статическим давлением вне пограничного слоя. Это давление передается через пограничный слой на поверхность и, таким образом, действует так, как если бы пограничный слой был вообще не присутствует.Но пограничный слой чувствует это статическое давление и будет реагировать на него.

По передней поверхности профиля до плечо, вспомогательный благоприятный градиент давления существует (давление уменьшается с расстоянием вниз по течению). Воздушный поток ускоряется по профиль. Течение ламинарное, граница ламинарная. слой присутствует.Этот ламинарный пограничный слой растет по толщине вдоль профиля. Когда плечо достигнута, однако молекулы воздуха движутся медленнее, чем в случае идеальной жидкости. Это неблагоприятное состояние, потому что предыдущий идеал поток только что остановился на заднем крае профиль. Казалось бы сейчас, с вязкостью представьте, что поток остановится в некоторых расстояние до достижения задней кромки.

Когда воздушный поток движется от плеча к тылу поверхность профиля, градиент статического давления неблагоприятно (увеличение давления с выходом расстояние). Молекулы воздуха должны столкнуться с обоими этот неблагоприятный градиент давления и вязкая силы. В точке перехода характер воздушный поток меняется и ламинарный пограничный слой быстро становится турбулентным пограничным слоем.Этот турбулентный пограничный слой продолжает утолщаться вниз по течению. Противодействие неблагоприятному давлению градиент и вязкость слишком велики для воздушного потока, и в какой-то момент воздушный поток полностью прекращается. В пограничный слой остановился, не достигнув задний край. (Помните, что воздушный поток достиг задняя кромка перед остановкой в ​​идеальной жидкости дело.)

Эта точка остановки называется точкой разделения. По всей линии, начиная с этой точки наружу в воздушный поток, воздушный поток останавливается. За пределами по этой линии воздушный поток движется назад, вверх по течению к носу, прежде чем развернуться. Этот это область водоворотов и водоворотов и представляет собой мертвый воздух, который нарушает поле потока от профиля.Таким образом, воздушный поток за пределами мертвых воздушная область вынуждена течь прочь и вокруг нее. В область водоворотов называется следом за профиль.

До точки разделения разница между распределение статического давления для идеальной жидкости расход и реальный воздушный поток не очень большой но один раз происходит разделение, поле давления сильно изменен.В случае идеальной жидкости сетка сила статического давления, действующая на лицевую поверхность профиль (до плеча) параллельно бесплатный поток категорически против и отменил это действующие на задние поверхности профиля. Под реальные условия воздушного потока, однако эта симметрия и списание сил уничтожено. Сеть сила статического давления, действующая на лицевую поверхность параллельно направлению набегающего потока теперь превышает что действует на тыльную поверхность.Чистый результат - сила сопротивления из-за асимметричного давления распределение называется сопротивлением давления. Это тормоз в дополнение к сопротивлению поверхностного трения из-за сдвигающие силы (внутреннее трение) на границе слой. Кроме того, модификация распределение статического давления вызывает уменьшение подъем давления от идеального жидкостного корпуса.В эффект вязкости заключается в том, что подъемная сила уменьшается и полное сопротивление, состоящее из сопротивления поверхностного трения и сопротивление давления присутствует. Оба они пагубные последствия.

Следует подчеркнуть, что аналогичные процессы происходит на всех компонентах самолета, чтобы в той или иной степени, а не только в профиле.

Таким образом, эффекты реального потока жидкости результат вязкости жидкости. Вязкость вызывает пограничный слой и, следовательно, поверхностное трение бремя. Поле течения нарушается из-за вязкость до такой степени, что возникает сопротивление давлению. Кроме того, уменьшается чистый подъем давления.

вмешательство перетащить

Поверхности под углом друг к другу как в (C) создают турбулентность в области совместный.Чаще всего это происходит на пересечение фюзеляжа и крыла.


На этом рисунке показан Grumman F9F. Пантера Джет с большой степенью филетирования до уменьшить сопротивление


лифт против сопротивления

Самолет с заданной полной массой могут эксплуатироваться в горизонтальный полет в диапазоне настроек мощности и воздушные скорости.Поскольку подъемная сила и вес должны быть равны в для поддержания горизонтального полета очевидно, что существует связь между подъемной силой (L) и воздушной скоростью (V) и Угол атаки (AT). Эти отношения могут быть "обобщенным" следующим выражением. (Примечание: выражение не является точным уравнением).

Подъем = Угол Атаки x Скорость

С углом атака и скорость также имеют отношение к индуцированному Drag и Parasite Drag, взаимосвязь Подъем / сопротивление показано на графике ниже.

Паразит сопротивление увеличивается со скоростью. Наведенное сопротивление уменьшается со скоростью. СУММА двух перетаскиваний (Total Drag кривой) показывает, что существует только одна воздушная скорость для с учетом самолета и нагрузки, обеспечивающих МИНИМАЛЬНУЮ общую бремя.Это точка M, которая представляет собой максимальный подъем. передаточное отношение (L / D). Это воздушная скорость, при которой Самолет может скользить дальше без мощности (максимальная дальность скольжения). Это воздушная скорость, которая должен быть немедленно установлен в случае подачи питания неудача. Эта максимальная скорость полета отличается. для каждой конструкции самолета. Экспериментальный пилот Для получения информации об этой воздушной скорости и пилот должен запомнить его, чтобы исключить необходимость поисковые инструкции во время чрезвычайной ситуации.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *