Крыло чайка самолет: Как устроены самолеты с изломом крыла

Идея всегда была скорее теоретической, чем практической. Реальные самолеты должны были иметь фюзеляжи и гондолы двигателей, зазоры на поверхности управления, радиаторы под крыльями, воздухозаборники и пушки, все из которых делало распределение подъемной силы отклонением от идеального гладкого эллипса. Битва за совершенство была неизбежно проиграна еще до того, как началась.

Тем не менее, чары эллипса сохранялись. Hawker Sea Fury использовал эллиптическое крыло, но почему-то не получил от него такой любви, как Spitfire.Основатель Republic Aircraft Александр де Северский и его главный конструктор Александр Картвели выступали за план крыла, характерный для довоенного P-35 и более позднего P-47 Thunderbolt: прямая передняя кромка с изогнутыми вершинами и полуэллиптическая задняя кромка, которая давала эллиптическое распределение площади без трудностей изготовления изогнутой передней кромки.

Другие фирмы пробовали трапециевидные крылья или крылья, приближенные к эллипсу с двумя или тремя трапециевидными панелями, и обнаружили, что они не заметно уступают эллиптическим.Закругленная законцовка крыла сохранилась как пережиток идеального эллипса, пока североамериканские P-51 и Grumman F6F Hellcat не отказались от нее. Hellcat продолжал практику округления кончиков оперения; но не Р-51, у которого оперение и стабилизатор были скруглены так же жестоко, как и крылья.

В конце концов, «идеальное» распределение подъемной силы и закругленный наконечник, похоже, не имели большого значения.

Что делало игру в конструкцию самолетов сложной и соблазнительной, так это то, что связь между причинами и следствиями часто была неясной.Может случиться так, что у самолета есть такая заметная особенность, как эллиптическое крыло Хейнкеля, но его хорошие (или плохие) характеристики на самом деле связаны с чем-то другим. В дизайнерских решениях всегда оставалось место для догадок, теории, здравого смысла и чокнутости, а также личного чувства стиля.

Для проницательного взгляда различия между крыльями Спитфайра и He 70 были столь же разительны, как и сходства. Крыло He 70, если смотреть в лоб, имеет форму перевернутой чайки, а на виде сверху сужается к фюзеляжу.Обе функции были предназначены для уменьшения аэродинамических помех между фюзеляжем и крылом. Spitfire, однако, проигнорировал обе эти усовершенствования и использовал объемный обтекатель крыла, что упростило конструкцию крыла, но могло стоить немного скорости или скороподъемности.

Композиция в виде перевернутой чайки была фаворитом Ричарда Фогта, креативного главного дизайнера немецкой фирмы Blohm & Voss.Он использовал его в пикирующем бомбардировщике, который напоминал маленькую Штуку, и в Ha 139, поплавковом самолете с четырьмя двигателями, который летал по маршрутам пассажирских перевозок и почты над Южной Атлантикой до войны. Затем Фогт попробовал противоположную конструкцию — вертикальное крыло чайки — на трехмоторной летающей лодке.

Конструкторы средних летающих лодок часто использовали крыло чайки для размещения крыльевых двигателей подальше от воды. Но Фогт зашел слишком далеко. Внутренние панели крыла его трехмоторного Ha 138 образовывали крутой V-образный вырез, а средний двигатель располагался на пилоне между ними.Аэродинамика конструкции оказалась настолько неудачной, что он был вынужден заменить крыло чайки на прямое, но не раньше, чем в британском авиационном журнале появилась эта подпись к фотографии 138:

Ричард Фогт, тот самый оригинальный человек
Оказывается, самолеты уродливее
Подходит любой другой конструктор.
Здесь показано Балтийское море
Типичное чудовище Фогта,
One-Three-Eight от B и V.

Крылья с изгибами (у многих они были, хотя бы между прямым центропланом и внешними панелями) скрывали основную характеристику практически всех крыльев, а именно двугранную. Двугранный — это небольшой наклон крыльев вверх или, по крайней мере, их внешних панелей. Его цель — заставить самолет вернуться к горизонтальному полету после нарушения нормальной работы. Это слово обычно применяется к крыльям, но «двугранный эффект» на самом деле является свойством всего самолета, при этом фюзеляж и хвостовое оперение также играют важную роль, а стреловидность крыла имеет тот же эффект, что и наклон вверх.Слишком большой двугранный эффект является дефектом, и, следовательно, у самолетов со стреловидным крылом наклон крыла меньше, чем у самолетов с прямым крылом — или его нет вовсе.

Выдающиеся характеристики крыльев часто выглядят так, как будто они должны иметь какое-то тонкое или глубокое аэродинамическое назначение, хотя на самом деле это не так. Один из примеров — умеренная развертка. Формы крыльев в плане с 1930 по 1945 годы очень разнообразны: от прямых передних кромок и стреловидных задних кромок (de Havilland Mosquito) до противоположных (Douglas DC-3, North American T-6).Вкус конструкторов, конструктивная компоновка крыла и, иногда, необходимость корректировки для неправильного расположения центра тяжести определяют большинство решений о стреловидности. Ни один из самолетов того времени не был достаточно быстрым, чтобы воспользоваться действительно стреловидными крыльями, какими мы их знаем сегодня.

С другой стороны, одним из наиболее важных аспектов крыла было нечто совершенно очевидное: насколько оно короткое и широкое или длинное и узкое.

Отношение длины крыла к его ширине называется соотношением сторон. Еще в 19 веке из наблюдений за птицами было понятно, что крылья большего размаха и большего удлинения могут нести нагрузку с меньшим усилием (потому что их индуцированное сопротивление меньше). С другой стороны, такие крылья на самолетах, в отличие от птиц, менее маневренны в полете и их труднее сделать крепкими и жесткими, чем короткие, широкие с меньшим удлинением.

Крылья дозвуковых самолетов соответственно подразделяются на две большие категории.Крылья, предназначенные для быстрых, маневренных, подверженных высоким нагрузкам самолетов, таких как истребители, обычно были тонкими и имели удлинение пять или шесть. Те, которые были разработаны для транспортных средств — бомбардировщиков, грузовиков и авиалайнеров, — имели более высокое удлинение, часто 10 или более, и, чтобы соответствовать необходимой внутренней структуре, они имели толстый профиль.

Хотя крылья многих бипланов были простыми прямоугольниками, крылья монопланов почти всегда были коническими. Причина была структурной. Крылья биплана вместе образовывали мостовую ферму, которая равномерно распределяла нагрузки по размаху.Свободные свободнонесущие крылья моноплана, с другой стороны, испытывали чрезвычайно большие нагрузки в местах соприкосновения крыла с фюзеляжем. Чтобы справиться с ними, было желательно как сделать корень толще, чем кончик, так и уменьшить подъемную силу, создаваемую далеко за бортом. Поэтому крылья монопланов почти всегда были суженными как по ширине, так и по толщине.

Коэффициент конусности — отношение ширины или хорды крыла у его вершины к ширине у основания — кажется, изначально был вопросом вкуса.До и во время Второй мировой войны было обычным делом конусность 0,25 или меньше: кончик мог быть на четверть ширины корня. Юнкерс почти до упора сузил крылья высотных бомбардировщиков 88-й серии. Привлекательность экстремальной конусности заключалась в том, что он позволил увеличить размах крыла, что улучшило скороподъемность и высотные характеристики при одновременном снижении крейсерского расхода топлива, без увеличения веса конструкции или площади поверхности, создающей сопротивление. Недостатком было то, что самолеты с сильно заостренными крыльями были склонны к резкому перекату при остановке.Крылья можно было повернуть на несколько градусов, чтобы задержать срыв носка, но скручивание увеличивало сопротивление. К концу Второй мировой войны крайние коэффициенты сужения были на исходе: конические аккорды от трети до половины основного тона стали стандартом.

Хотя многие из основных характеристик крыльев были получены методом проб и ошибок, чистых исследований хватало.У всех крупных держав в области аэронавтики были спонсируемые правительством авиационные исследовательские учреждения: английский Фарнборо, французский Медон, российский Кучино, а в США — Национальный консультативный комитет по аэронавтике, созданный Конгрессом в 1915 году и базирующийся в Хэмптоне, Вирджиния. Из их аэродинамических труб были сделаны многие фундаментальные открытия, которые сформировали самолеты.

Незаметной, но важной особенностью каждого крыла был его профиль, или профиль крыла. Национальные центры аэронавигационных исследований во Франции, Германии, Англии и США составили семейства аэродинамических профилей, адаптированных для самолетов с различной скоростью и нагрузкой на крыло.Большинство этих аэродинамических поверхностей были созданы с использованием абстрактных математических процедур, которые не были связаны с физикой потоков жидкости, а просто давали гладкие формы, которые оказались закругленными на одном конце и заостренными на другом. Затем аэродинамические характеристики этих форм измерялись с помощью испытаний в аэродинамической трубе, и дизайнеры выбирали подходящие из каталогов.

Большая часть основополагающих работ по теории крыловых профилей была произведена немецким ученым Максом Мунком, который в 1920 году был приглашен в лабораторию NACA в Лэнгли в качестве технического советника и в конечном итоге стал начальником отдела аэродинамики. Мунк, которого официальная история описывает как «одновременно аэродинамического волшебника и нестабильного шарлатана», оказалось, что работать с ним или под руководством которого сложно.Он был диктаторским, жестким, одержимым иерархией, нечувствительным к людям и из-за неполного владения английским языком, иногда непонятным. Инженеры Лэнгли распространяли нелепые басни о том, как Мунк, который научился водить машину после приезда в Соединенные Штаты, откалибровал свои повороты с помощью устройства, похожего на транспортир, прикрепленного к его рулевому колесу. В 1927 году, после того как руководители отделений Лэнгли выразили свое недовольство им, массово уйдя в отставку, Мунк был отстранен от занимаемой должности.

Уход Мунка рассматривается как момент, когда контроль над повесткой дня NACA перешел от ученых к инженерам.Отныне исследовательские усилия были в основном направлены на практические проблемы, которые часто предлагались на круглых столах с производителями. Этот упор на технологии, а не на науку, окупился во многих отношениях, но, возможно, он также объяснял тот факт, что Германия опередила союзников в чистой авиационной науке, выявленный после окончания войны.

Тем не менее, чистая наука не умерла в NACA, и временами американцы превосходили немцев. В конце 1930-х годов специалист по аэродинамике NACA Истман Джейкобс разработал систему для конструирования аэродинамических поверхностей, обеспечивающую набор желаемых характеристик.Его первым большим успехом стал так называемый «ламинарный» профиль крыла, использованный на P-51 Mustang.

Теоретически, поддержание потока воздуха над ламинарным крылом, то есть плавным и свободным даже от очень мелкомасштабной турбулентности, могло бы вдвое снизить сопротивление. На практике, как и эллиптическая форма в плане, ламинарные профили не обеспечивали всего того, что обещали, потому что изготовленные крылья никогда не обладали гладкостью поверхности, необходимой для ламинарного потока. Это оставалось предметом личной гордости и бесконечных споров между людьми, работавшими над «Мустангом», было ли крыло с ламинарным обтеканием или так называемая система охлаждения «эффекта Мередита» в большей степени способствовали его быстродействию.Все они умерли, не решив вопрос.

Основные характеристики современных дозвуковых крыльев, в том числе всех самолетов Второй мировой войны, появились в начале истории авиации. Деревянное крыло Fokker D.VIII 1918 года имело умеренную конусность, удлинение шесть, относительно толстое аэродинамическое сечение, утопленные элероны и консольную конструкцию без внешних распорок. Хотя он был намного ближе по времени к братьям Райт, чем к Второй мировой войне, он был настолько продвинутым, что отлично смотрелся бы на истребителе 1940-х годов.

Неспособность производителей и военных служб оценить крыло Fokker и принять моноплан сразу после Первой мировой войны демонстрирует стойкую тенденцию к консерватизму и робости в конструкции самолетов. Из-за большой неуверенности в том, какие идеи хороши, а какие плохие, производители снова и снова прибегали к проверенному и проверенному.

В реальных самолетах все влияет на все остальное, точное тестирование и документирование затруднены, а влияние небольших постепенных изменений часто слишком незаметно для измерения. Иногда две, казалось бы, выгодные модификации отменяют друг друга. Естественное дух товарищества и мобильность рабочих на местах имеют тенденцию распространять подробную инженерную информацию; в то же время тонкости концептуального дизайна имеют тенденцию испаряться из-за человеческой смертности и институциональной забывчивости.Слухи, неверно понятые идеалы и преждевременный оптимизм, вероятно, оказали такое же влияние на авиационный прогресс, как и точная наука.

Разнообразие форм самолетов преподносит урок. Лучше рассматривать историю форм самолетов как дарвиновский процесс, когда успешные конструкции в конечном итоге вытесняют менее успешные в процессе, полном откатов и фальстартов, чем как систематическое стремление к научному идеалу. С этой точки зрения интересный вопрос заключается не в том, повлияла ли конструкция определенного самолета Heinkel на конструкцию определенного самолета Supermarine, а в том, почему, если эллиптическая форма настолько велика, так мало самолетов когда-либо использовали ее.

К сожалению, большинство конструкторов самолетов не оставили после себя подробных отчетов о том, как они сделали свой выбор, а о каких позже пожалели или поздравили себя. В этом отношении разные люди, работающие над одним и тем же самолетом, могут дать противоречивые сведения о причинах его особенностей. В результате мы часто вынуждены гадать, почему крылья — и целые самолеты — имеют такую ​​форму.

Каждый самолет — это столкновение идеала и практики.Против идеала была противопоставлена ​​непреклонность строительных материалов; необходимость размещения пассажиров и груза; требование шасси; а также беспорядочная и неудобная потребность в двигателе с сопутствующими требованиями к дорожному просвету, охлаждению, удобству обслуживания и так далее. Перед производителями стояла задача совместить идеальные формы лаборатории с практическими требованиями транспорта и боя. Отличительной чертой великого авиаконструктора всегда была способность не доводить одну характеристику до крайности, а объединять несколько противоречащих друг другу элементов в успешное целое.У загадки никогда не было единственного решения: если бы он был, в конечном итоге был бы только один идеальный самолет.

Базовый проект моделей летающего крыла

Предисловие

Профиль крыла Flying Wings

Продольная устойчивость

Как и его полноразмерные собратья, каждая модель самолета должна иметь минимум степень устойчивости, то есть он должен быть в состоянии вернуться к сбалансированному полету состояние после воздействия порыва ветра или управляющего воздействия. Сколько стабильности требуется, зависит от личных предпочтений пилотов: пилоты соревнований предпочитают небольшой запас устойчивости, новички любят летать с большим запасом.Здесь только будет дано краткое введение в тему, которое сделает возможным найти первое предположение о центре тяжести и разумную комбинацию стреловидности и развала летающего крыла.

1. Нераскрытые крылья (планка)

В то время как горизонтальное оперение обеспечивает необходимое количество продольная устойчивость на обычном самолете, именно крыло стабилизирует крыло без стреловидности. В большинстве случаев крыловые профили с отклонением от (s-образные) средние линии используются на моделях летающих крыльев для достижения продольно устойчивая модель.

Некоторые важные аэродинамические и механические факты

Чтобы понять, почему отраженный крыловой профиль может обеспечивать продольные устойчивость к крылу, важны две вещи:

Суммарная сила и момент, c / 4 балла

Силы давления, действующие на поверхность каждой секции крыла, могут заменить единой полной силой и единым полным моментом. Оба действуют точка четвертьхорды профиля.Когда угол атаки изменения (например, из-за порыва ветра), момент остается почти постоянным, но общая сила изменяется. Увеличение угла атаки увеличивает силу.

Центр тяжести

Выполняются переводы и вращения «свободно плавающих» тел. относительно их центра тяжести. Когда угол атаки самолета изменяется, самолет вращается (кренится) вокруг своего центра тяжести ( c.грамм. ).

Равновесие

Давайте посмотрим на урезанные условия полета, где все силы и моменты находятся в равновесии, и давайте сравним обычный изогнутый профиль с аэродинамическим профилем с отраженной линией развала. Моменты и силы для этого обрезанное состояние обозначается звездочкой (*). Силы — это вес модель м , умноженная на ускорение свободного падения g ( 9,81 м / с ) и аэродинамический подъемник L , которые должны компенсироваться (сумма сил в вертикальном направлении равно нулю).Силы сопротивления здесь не учитываются. В сумма моментов около гр. (вызванный моментом профиля M и подъемная сила L , действующая на расстоянии от гр. ) должен также равняться нулю.

Нейтраль и стабильность

Как мы узнали выше, крыло без стреловидности с отраженным профилем способно стабилизируется.Его гр. должен располагаться перед из c / 4 точка , которая также называется нейтральной точкой ( n.p. ). Расстояние между нейтральной точкой (точка четверти хорды для не развернутой крыло), а центр тяжести определяет степень устойчивости — если г.в. близок к н.п. , момент выпрямления небольшой и крыло (тоже) медленно возвращается в состояние равновесия. Если расстояние c.грамм. — н.п. большой, гр. намного опережает c / 4 , и крыло быстро возвращается к равновесному углу. Вы тем не менее, для управления моделью потребуется больший прогиб створок. Если слишком большое расстояние, крыло может стать чрезмерно стабилизированным, превышая его урезанный полет и колебания все больше и больше, пока самолет не разбился.

Мерой устойчивости является расстояние между цг. и н.п. , г. делится средней хордой крыла.Типичные значения этого числа для летающее крыло между 0,02 и 0,05 , что означает коэффициент стабильности сигма от 2 до 5 процентов. Мы можем выражают равновесие моментов около гр. для нашего дизайнерского лифта коэффициент на

,

, который можно преобразовать, чтобы найти моментный коэффициент, необходимый для удовлетворения определенный коэффициент устойчивости:

.

2. Стреловидные крылья

2.1 Нейтральная точка и устойчивость

Мы уже узнали, что центр тяжести должен находиться в перед нейтральной точкой. В то время как н.п. непрозрачная, прямоугольная крыло примерно в точке c / 4 , n.p. стреловидности, конусообразное крыло необходимо рассчитывать. Следующая процедура может использоваться для простое, коническое и стреловидное крыло. Сначала мы рассчитываем среднее аэродинамическое длина хорды конического крыла, не зависящее от угла стреловидности:

с корневой хордой l r , концевой хордой л т и коэффициент конусности .

Мы также можем вычислить положение средней хорды по размаху , используя пролет b ,

.

Модель н.п. нашего стреловидного крыла можно найти, нарисовав линия, параллельная центральной линии фюзеляжа, в точке размаха y . Аккорда на этой станции должна быть равна. Модель n.p. находится примерно в точке c / 4 этого линия хорды (см. рисунок ниже).

Геометрические параметры конусообразного стреловидного крыла.

Вместо использования графического подхода, расположение нейтральной точки также можно рассчитать по одной из следующих формул, в зависимости от коэффициент конусности:

, если конус соотношение > 0,375

, если конус коэффициент <0,375.

Модель c.g. необходимо поставить перед этой точкой , а крылу может потребоваться скручивание (вымывание) для получения достаточно устойчивого крыла.

2.2 Твист

Выбор места расположения гр. будет перед н.п. не является гарантией равновесия — это всего лишь требование для продольной устойчивости. Кроме того, как описано выше для несметанных крылья, сумма всех аэродинамических моментов около гр. должно быть нуль. Потому что мы выбрали позицию гр. уже в удовлетворяют критерию устойчивости ( c.грамм. перед н.п. ), мы можем достичь равновесия моментов только подбором профиля и регулировка закрутки крыла. На обычных самолетах с горизонтальным стабилизатор обычно есть возможность регулировать разницу углов падения крыла и оперения при первых летных испытаниях. С другой рука, летающие крылья имеют отличие, встроенное в крыло (скручивание), которое нельзя легко изменить. Таким образом, очень важно получить комбинацию форма в плане, профили и поворот вправо (или, по крайней мере, близко) до того, как крыло будет построен.Опять же, расчет этих параметров довольно сложен и должен не быть здесь представленным; эти соотношения подробно показаны в [27]. Здесь я представлю простой примерный подход, основанный на двух графиков, и может использоваться для стреловидных, конических крыльев с линейным профилем изменение от корня до кончика.

Начнем с тех же геометрических параметров, которые мы использовали для расчет н.п. выше. Дополнительно рассчитываем аспект отношение ( AR = b / S , где S — площадь крыла) крыла.В выбор сечения профиля также определяет рабочий диапазон модель. Аэродинамические профили с небольшим изгибом плохо подходят для медленных, термический полет, но хорош для стиля полета F3B и парения по гребню. Мы можем рассчитать распределение кручения для одного усеченного коэффициента подъемной силы, когда крыло будет летать без отклонений закрылков. Этот коэффициент подъемной силы обычно будет где-то между лучшим скольжением и лучшими характеристиками набора высоты профиль. При выбранном коэффициенте подъемной силы Cl крыловых профилей мы Также можно найти моментный коэффициент Cm 0.25 из полярных профилей. Если мы планируем использовать разные корневые и верхние разделы, мы используйте среднее значение коэффициента момента двух профилей. Требуемый скрутка крыла может быть объединена из двух частей:

Геометрический поворот

Это закрутка, которая встроена в крыло как разница между ось абсцисс корня и верхней части. Это соответствует углу отличие основного крыла от хвостового оперения обычных самолетов и может быть легко измеряется.Положительный поворот означает меньший угол падения на наконечник (смыв). Большие геометрические углы закрутки можно использовать для стабилизации крылья с малым углом стреловидности или сильно изогнутые крылья, но имеющие недостаток создания большого количества индуцированного сопротивления при работе крыла за пределами проектной точки. Цель следующих параграфов — найти геометрический поворот.

Аэродинамический поворот

Если мы выберем профили с разными углами нулевого подъема, мы сможем уменьшить количество геометрической закрутки.Разница между направлениями нулевого подъема составляет называется аэродинамическим поворотом, и нам нужны поляры аэродинамического профиля, чтобы найти нулевую подъемную силу угол. Кроме того, небольшой или даже положительный коэффициент момента уменьшал требуемый количество геометрического скручивания, и улучшает конструктивные характеристики крыло.

Поиск необходимого скручивания _req

Используя график 1, мы вводим график с соотношением сторон AR на горизонтальной оси, и проведите вертикальную линию вверх, пока мы не пересечем кривая, соответствующая углу развертки линии c / 4 .Продолжая к оси на левой границе находим стандартное значение b * _req для требуемого угла закручивания.
Это стандартное значение действительно для крыла, которое:

• обрезан до = 1,0 и,

• имеет коэффициент устойчивости s * = 10% (см. выше), и

• использует профили с нулевым коэффициентом момента.

По стандартному значению мы вычисляем истинный требуемый угол закручивания, используя формулу, вставленную в график.Поэтому рассчитываем соотношение наших целевой коэффициент подъемной силы к стандартному коэффициенту подъемной силы ( C L /) и отношение нашего желаемого коэффициента стабильности к стандартному . Мы видим, что уменьшение подъемника коэффициент к C L = 0,5 также уменьшает требуемую скрутку на 50%. Также, если использовать меньший запас устойчивости s, нам понадобится меньшая крутка.

График 1: Поиск нужной скрутки.

Изменение нулевого угла подъема

Если мы используем разные профили в основании и на конце, они могут иметь разные нули. направления подъема, влияющие на состояние равновесия. Геометрический поворот должно быть уменьшено на разность направлений нулевого подъема a ₀ концевой и корневой секции:

.

Используя одинаковый профиль для обеих секций, мы можем установить b _{a 0} до нуля.

Влияние коэффициентов момента профиля

Моментный коэффициент профилей способствует равновесию, и необходимо учитывать при расчете крутки. График 2 может быть используется для нахождения эквивалентного скручивания за счет вклада Cm , которое нужно вычесть из требуемого поворота. Если использовать профили с положительные коэффициенты момента, вклад будет положительным, в результате при уменьшении величины скручивания сильно изогнутые профили дают отрицательные значения b _Cm , которые заставляют нас сделайте больше скручивания в крыло.Как и в предыдущем графике, мы вводим с соотношение сторон, пересекаются с кривой развертки и считывают значение для b * _См от левой оси.

График 2: Нахождение дополнительной закрутки из-за момента крыловых профилей коэффициент.

Опять же, график построен для определенного стандартного условия, которое — моментный коэффициент c _м * = 0,05 (примечание: положительное значение).Применяем соотношение моментных коэффициентов ( c _m / c _m * ) найти вклад b _Cm из коэффициент момента к геометрической закрутке. Этот вклад должен быть вычитается из необходимого угла закрутки. Используя обычные, изогнутые профили с отрицательными моментными коэффициентами изменят знак отношения c _m / c _m ^* , что дает отрицательный результат b ^* _Cm значений.Это означает, что вычитание из b _req фактически будет дополнением, увеличивающим геометрический угол закрутки. Если у нас есть различных профилей в основании и в конце, мы можем использовать коэффициент среднего момента (c _{m, вершина} + c _{m, корень} ) / 2 для расчета отношения c _m / c _m ^* .

Наконец, мы можем вычислить геометрический угол закрутки b _geo , который должен быть встроен в крыло:

.

Последнее изменение страницы: 21.05.18

[Вернуться домой Страница] Предложения? Исправления? Замечания? электронное письмо: Мартин Хепперле.

В связи с увеличением количества спама, у меня регулярно менять этот адрес электронной почты. Вы всегда найдете самую свежую версию в нижнем колонтитуле всех моих страниц.

Может пройти некоторое время, прежде чем вы получите ответ а в некоторых случаях вы можете вообще не получить ответа. Прошу прощения за это, но мое свободное время ограничено. Если вы не потеряли терпение, возможно, вы захотите отправить мне копию вашего электронного письма через месяц или около того.
Это частная некоммерческая страница , предназначенная исключительно для образовательных целей.Любые утверждения могут быть неверными и непригодными для практического использования. Я не могу взять любая ответственность за действия, которые вы выполняете на основании данных, предположений, расчетов и т.д., взятые с этой веб-страницы.

1996-2018 Martin Hepperle
Вы можете использовать данные, приведенные в этом документе, в личных целях. Если вы используете это документ для публикации, необходимо указать источник. Публикация перекомпиляции данного материала не допускается, если полученный продукт продается по чем производственные затраты.

Этот документ может случайно относиться к торговым наименованиям и товарным знакам, которые принадлежат национальным или международным компаниям, но которые мне неизвестны. Их права полностью признаны, и эти компании любезно просят сообщить мне, если они не хотят, чтобы их имена использовались вообще или использовались иначе.

Этот документ является частью набора фреймов, и его можно найти, перейдя от точки входа к Веб-сайт http: //www.MH-AeroTools.de / .

Impressum Datenschutz

Физическое описание лифта

Как летают самолеты:
Физическое описание подъемной силы

по
Дэвид Андерсон
Национальная ускорительная лаборатория им. Ферми
Батавия Иллинойс 60510
[email protected]

Скотт Эберхардт
Кафедра воздухоплавания и астронавтики
Вашингтонский университет
Сиэтл WA 91895-2400
scott @ aa.Washington.edu

Сегодня почти все летали на самолетах. Многие задают простой вопрос «что заставляет самолет летать»? Часто получаемый ответ вводит в заблуждение и часто просто неправильно. Мы надеемся, что приведенные здесь ответы прояснят многие неправильные представления о лифте и что вы примете наше объяснение, когда объясняя лифт другим. Мы покажем вам, что лифт легче понять, если начать с Ньютона, а не с Бернулли.Мы также покажем вы, что популярное объяснение, которому учили большинство из нас, вводит в заблуждение лучшая, и эта подъемная сила обеспечивается за счет того, что крыло отклоняет воздух вниз.

Начнем с определения трех описаний подъемной силы, обычно используемых в учебники и учебные пособия. Первую мы назовем Mathematical Описание аэродинамики , который используется авиационными инженерами. Этот описание использует сложную математику и / или компьютерное моделирование для расчета подъем крыла.Это инструменты проектирования, которые очень эффективны для расчета подъемной силы. но не поддаются интуитивному пониманию полета.

Второе описание мы назовем Popular Explanation , то есть основанный на принципе Бернулли. Основное преимущество этого описания: что это легко понять, и этому учили много лет. Из-за его простота, он используется для описания подъемной силы в большинстве руководств по летной подготовке.В основным недостатком является то, что он основан на «принципе равного времени прохождения». что неправильно. Это описание фокусируется на форме крыла и предотвращает один от понимания таких важных явлений, как перевернутый полет, мощность, влияние земли и зависимость подъемной силы от угла атаки крыла.

Третье описание, которое мы здесь пропагандируем, мы назовем Физическое описание лифта.Это описание основано прежде всего на Законы Ньютона. Физическое описание полезно для понимания полета, и доступен всем, кому интересно. Чтобы получить оценку, требуется немного математики многих явлений, связанных с полетом. Это описание дает четкое, интуитивное понимание таких явлений, как кривая мощности, эффект земли и скоростные ларьки. Однако, в отличие от математического описания аэродинамики, физическое описание не имеет возможностей проектирования или моделирования.

Популярное объяснение подъемника

Студенты-физики и аэродинамика учат, что самолеты летают в результате принципа Бернулли, где говорится, что если воздух ускоряется, давление понижается. Таким образом крыло порождает подъем, потому что воздух быстрее проходит через верх, создавая область низкого давления, и таким образом поднять. Это объяснение обычно удовлетворяет любопытные и немногие вызовы. выводы.Некоторые могут задаться вопросом, почему воздух быстрее проходит через крыло, и здесь разваливается популярное объяснение подъемной силы.

Чтобы объяснить, почему воздух над крылом идет быстрее, многие прибегли к геометрическому аргументу, что расстояние, которое должен пройти воздух, равно напрямую связано с его скоростью. Обычно утверждают, что когда воздух отделяется передняя кромка, часть, которая выходит за верхнюю часть, должна сходиться на задней кромке край с той частью, которая уходит под низ.Это так называемый «принцип равного времени прохождения «.

Как обсуждалось Гейл Крейг ( Хватит злоупотреблять Бернулли! Как на самом деле самолеты Fly , Regenerative Press, Anderson, Indiana, 1997), предположим, что это аргументы были верны. Средние скорости воздуха над и под крылом равны легко определяется, потому что мы можем измерить расстояния и, следовательно, скорости могут рассчитываться. Тогда из принципа Бернулли мы можем определить давление сил и таким образом поднять.Если мы сделаем простой расчет, мы обнаружим, что в порядке для создания необходимой подъемной силы для типичного небольшого самолета расстояние более верхняя часть крыла должна быть примерно на 50% длиннее, чем нижняя. фигура 1 показывает, как будет выглядеть такой профиль. А теперь представьте, что такое крыло Боинга 747 должен бы выглядеть!

Рис. 1. Форма крыла, рассчитанная по принципу равнопроходного движения. время.

Если мы посмотрим на крыло типичного небольшого самолета, верхняя поверхность которого равно 1.На 5–2,5% длиннее днища, мы обнаруживаем, что Cessna 172 будет иметь лететь со скоростью более 400 миль в час для создания достаточной подъемной силы. Ясно, что что-то в этом описание подъемника некорректно.

Но кто сказал, что отделенный воздух должен встречаться на задней кромке в том же самом время? На рис. 2 показан воздушный поток над крылом в моделируемой аэродинамической трубе. в моделирование, периодически вводится цветной дым. Видно, что воздух который выходит за верхнюю часть крыла, доходит до задней кромки значительно раньше, чем воздух, который проходит под крылом.На самом деле при ближайшем рассмотрении видно, что воздух движение под крылом замедляется от скорости «набегающего потока» воздуха. Вот и все о принципе равного времени в пути.

Рис. 2 Моделирование воздушного потока над крылом в аэродинамической трубе с цветным «дымом», показывающим ускорение и замедление воздуха.

Популярное объяснение также подразумевает, что перевернутый полет невозможен.Это конечно, не касается акробатических самолетов с симметричными крыльями (верхняя и нижние поверхности одинаковой формы), или как крыло приспосабливается к большому изменения нагрузки, например, при выходе из пикирования или при крутом повороте.

Итак, почему популярное объяснение так долго преобладало? Один ответ: принцип Бернулли легко понять. Нет ничего плохого в Принцип Бернулли, или с утверждением, что воздух над вершиной летит быстрее крыла.Но, как следует из вышеприведенного обсуждения, наше понимание не в комплекте с этим объяснением. Проблема в том, что нам не хватает важной части когда мы применяем принцип Бернулли. Мы можем рассчитать давления вокруг крыло, если мы знаем скорость воздуха над и под крылом, но как мы определить скорость?

Еще один фундаментальный недостаток популярного объяснения состоит в том, что оно игнорирует проделанная работа. Лифту требуется мощность (а это работа за раз).Как будет Как будет показано позже, понимание силы является ключом к пониманию многих интересные явления лифта.

Законы Ньютона и лифт

Итак, как крыло создает подъемную силу? Чтобы начать понимать лифт, мы должны вернуться к физике в средней школе и повторить Первый и третий законы Ньютона. (Мы немного познакомим вас со вторым законом Ньютона. позже.) Первый закон Ньютона гласит, что тело в состоянии покоя будет оставаться в покое, а тело в движении будет продолжать движение по прямой, если не подвергнется внешняя приложенная сила .Это означает, что если кто-то видит изгиб потока воздуха, или если воздух, первоначально находившийся в состоянии покоя, ускоряется в движении, действует сила в теме. Третий закон Ньютона гласит, что для каждого действия есть равное и Противоположная реакция . Например, объект, лежащий на столе, вызывает сила на стол (его вес) и стол прикладывает равную и противоположную силу на объекте, чтобы удерживать его. Чтобы создать подъемную силу, крыло должно что-то делать. в воздух.То, что крыло делает с воздухом, — это действие, а подъемная сила — это реакция.

Давайте сравним два рисунка, показывающие потоки воздуха (линии тока) над крыло. На рисунке 3 воздух попадает прямо в крыло, огибает его, а затем уходит прямо за крыло. Мы все видели похожие картинки, даже в летные руководства. Но воздух покидает крыло точно так, как он выглядел перед крыло. В воздухе нет чистого движения, поэтому не может быть лифта! На рисунке 4 показано линии тока, как они должны быть нарисованы.Воздух проходит над крылом и наклонился. Искривление воздуха — это действие. Реакция — подъем на крыло.

Рис. 3. Обычное изображение воздушного потока над крылом. В этом крыле нет лифта.

Рис. 4 Истинный воздушный поток над крылом с подъемной силой, показывающий восходящий поток промывка вниз.

Крыло как помпа

Согласно законам Ньютона, крыло должно измените что-нибудь в воздухе, чтобы получить подъем.Изменения в импульсе воздуха будут привести к силам на крыле. Для создания подъемной силы крыло должно отводить воздух вниз, много воздуха.

Подъемная сила крыла равна изменению количества движения воздуха, которое оно отклоняет. вниз. Импульс — это произведение массы и скорости. Подъем крыла пропорционально количеству отведенного вниз воздуха, умноженному на скорость нисходящего потока тот воздух . Это так просто. (Здесь мы использовали альтернативную форму Ньютона второй закон, который связывает ускорение объекта с его массой и сила на нем, F = ma) Для большей подъемной силы крыло может либо отклонять больше воздуха (массы), либо увеличить скорость его движения вниз.Эта нисходящая скорость за крылом называется «промывка». На рис. 5 показано, как пилот видит поток воды вниз (или ветер туннель). На рисунке также показано, как струя воды выглядит для наблюдателя на Земля, наблюдая за пролетом крыла. Пилоту воздух срывается с крыла на примерно угол атаки. Наблюдателю на земле, если бы он мог Посмотрите на воздух, он будет отрываться от крыла почти вертикально. Чем больше угол атаки, тем больше вертикальная скорость.Точно так же для того же угла атаки, чем больше скорость крыла, тем больше вертикальная скорость. Увеличиваются как увеличение скорости, так и увеличение угла атаки. длина вертикальной стрелки. Именно эта вертикальная скорость дает подъемник крыла.

Рис. 5 Каким будет вид смыва вниз для пилота и наблюдателя на земля.

Как уже говорилось, наблюдатель на земле увидел бы, что воздух движется почти прямо. вниз за самолетом.Это можно продемонстрировать, наблюдая за плотной колонкой воздух за пропеллером, бытовым вентилятором или под винтами вертолета, все это вращающиеся крылья. Если бы воздух выходил из лопастей под углом воздух будет образовывать конус, а не плотный столб. Если бы самолет был чтобы летать над очень большими весами, весы регистрировали бы вес самолет.

Если мы оценим среднюю вертикальную составляющую потока воды Cessna 172 при скорости 110 узлов до 9 узлов, а затем для получения необходимых 2300 фунтов подъемной силы крыло качает колоссальные 2.5 т / сек воздуха! Фактически, как и будет Как будет сказано ниже, эта оценка может быть вдвое заниженной. В количество воздуха, закачиваемого в Боинг 747, чтобы создать подъемную силу для его примерно Взлетный вес в 800 000 фунтов действительно невероятен.

Накачка или отвод такого количества воздуха вниз — веский аргумент против подъема это всего лишь поверхностный эффект, как предполагает популярное объяснение. Фактически, в для прокачки 2,5 т / сек крыло Cessna 172 должно разгонять все воздух в пределах 9 футов над крылом.(Воздух весит около 2 фунтов на кубический ярд при на уровне моря.) Рисунок 6 иллюстрирует эффект отвода воздуха от крыло. Огромная дыра пробита сквозь туман потоками с самолета. который только что пролетел над ним.

Рис. 6. Нисходящие потоки и вихри крыльев в тумане. (Фотограф Пол Боуэн, любезно предоставлено Cessna Aircraft, Co.)

Так как же тонкое крыло отводит столько воздуха? Когда воздух сгибается вокруг верхней части крыла, он тянет за собой воздух, ускоряя его вниз, иначе в воздухе над крылом остались бы пустоты.Воздух втягивается сверху, чтобы предотвратить образование пустот. Это натяжение вызывает снижение давления. над крылом. Это ускорение воздуха над крылом в направлении вниз. направление, которое дает подъем. (Почему крыло сгибает воздух с достаточной силой, чтобы создание подъемной силы будет обсуждаться в следующем разделе.)

Как видно на рисунке 4, усложнение на изображении крыла связано с «перемычка» по передней кромке крыла. По мере движения крыла воздуха нет отводится только в задней части крыла, но воздух поднимается вверх в передней части край.Этот поток на самом деле способствует отрицательной подъемной силе, и необходимо больше воздуха. отклонены, чтобы компенсировать это. Это будет обсуждаться позже, когда мы учитывать влияние земли.

Обычно смотрят на воздух, обтекающий крыло в кадре. ссылка на крыло. Другими словами, для пилота воздух движется и крыло стоит на месте. Мы уже заявляли, что наблюдатель на месте видел бы воздух, исходящий от крыла почти вертикально.Но что это за воздух что делаете выше и ниже крыла? На рисунке 7 показан моментальный снимок того, как молекулы воздуха движутся, когда мимо проходит крыло. Помните, что на этом рисунке воздух изначально в состоянии покоя, и это движение крыла. Перед передней кромкой воздух движение вверх (промывка). По задней кромке воздух отводится вниз (поток вниз). Над сверху воздух ускоряется по направлению к задней кромке. Внизу воздух немного ускорился вперёд, если вообще.

Рис. 7. Направление движения воздуха вокруг крыла, наблюдаемое с земли.

В математическом описании аэродинамики подъема это вращение воздуха. вокруг крыла дает начало модели «связанного вихря» или «циркуляции». В появление этой модели и сложные математические манипуляции, связанные с с его помощью ведет к прямому пониманию сил на крыле. Но требуемые математические знания обычно отнимают у студентов, изучающих аэродинамику, некоторое время, чтобы мастер.

Из рисунка 7 можно сделать одно наблюдение: верхняя поверхность крыло движет воздух гораздо больше, чем днище.Так что верх тем больше критическая поверхность. Таким образом, самолеты могут нести внешние запасы, такие как сбросные баки, под крыльями, но не сверху, где они могут мешать подъему. То есть также, почему стойки под крылом распространены, но стойки на верхней части крыла были исторически редкостью. Стойка или любое препятствие в верхней части крыла. будет мешать лифту.

Воздух имеет вязкость

Возникает естественный вопрос «как крыло отвлечь воздух? »Когда движущаяся жидкость, такая как воздух или вода, попадает в соприкоснувшись с изогнутой поверхностью, он будет пытаться следовать за этой поверхностью.Демонстрировать для этого эффекта держите стакан с водой под краном так, чтобы небольшой струя воды едва касается стенки стакана. Вместо того, чтобы течь прямо вниз, наличие стекла заставляет воду обволакивать стекло как есть показано на рисунке 8. Эта тенденция текучих сред следовать изогнутой поверхности известна. как эффект Коанда. Из первого закона Ньютона мы знаем, что для изгиба жидкости на него должна действовать сила. Из третьего закона Ньютона мы знаем, что жидкость должна прикладывать равную и противоположную силу к объекту, из-за которого жидкость согнуть.

Рис.8 Эффект Коанда.

Почему жидкость должна следовать по изогнутой поверхности? Ответ вязкость: сопротивление потоку, которое также придает воздуху некую «липкость». Вязкость в воздуха очень мало, но его достаточно, чтобы молекулы воздуха хотели прилипать к поверхность. Относительная скорость между поверхностью и ближайшими молекулами воздуха ровно ноль. (Вот почему нельзя смахивать пыль с машины и почему в аэродинамической трубе на тыльной стороне вентиляторов есть пыль.) Чуть выше На поверхности жидкость имеет небольшую скорость. Чем дальше идет от поверхности тем быстрее жидкость движется, пока не будет достигнута внешняя скорость (обратите внимание, что это происходит менее чем на дюйм). Поскольку жидкость у поверхности имеет При изменении скорости поток жидкости изгибается к поверхности. Если только изгиб слишком плотно, жидкость будет течь по поверхности. Этот объем воздуха вокруг крыло, которое кажется частично прилипшим к крылу, называется «граничным слой».

Зависимость подъемной силы от угла атаки

Есть много видов крыло: обычное, симметричное, условное в перевернутом полете, раннее крылья биплана, похожие на покоробленные доски, и даже пресловутый «сарай» дверь. «Во всех случаях крыло выталкивает воздух вниз, или, точнее, вытягивая воздух сверху вниз. У всех этих крыльев есть общий угол. атаки по встречному воздуху.Именно этот угол атаки основной параметр при определении подъемной силы. Подъемная сила перевернутого крыла может быть объясняется углом атаки, несмотря на очевидное противоречие с популярное объяснение с использованием принципа Бернулли. Пилот регулирует угол атаки, чтобы отрегулировать подъемник по скорости и нагрузке. Популярное объяснение подъемная сила, которая фокусируется на форме крыла, дает пилоту только скорость отрегулировать.

Чтобы лучше понять роль угла атаки, полезно ввести «эффективный» угол атаки, определяемый таким образом, чтобы угол крыло встречного движения, которое дает нулевую подъемную силу, определяется как ноль градусов.Если затем меняют угол атаки вверх и вниз, обнаруживается, что подъемная сила пропорционально углу. На рисунке 9 показан коэффициент подъемной силы (подъем нормализовано для размера крыла) для типичного крыла в зависимости от эффективный угол атаки. Аналогичное соотношение подъемной силы и угла атаки найдено для всех крыльев, независимо от их конструкции. Это верно для крыла 747 или дверь сарая. Роль угла атаки важнее, чем детали формы крылового профиля в понимании подъемной силы.

Рис. 9 Коэффициент подъемной силы в зависимости от эффективного угла атаки.

Обычно подъемная сила начинает уменьшаться при угле атаки около 15. градусов. Силы, необходимые для того, чтобы согнуть воздух до такого крутого угла, больше. чем вязкость воздуха будет поддерживать, и воздух начинает отделяться от крыло. Это отделение воздушного потока от верхней части крыла вызывает срыв.

Крыло как воздушный «совок»

Теперь мы хотели бы представить новый мысленный образ крыла. Привыкли думать о крыле как о тонком лезвии, которое рассекает воздух и магическим образом развивает подъемную силу. Новый образ, который мы хотел бы вы принять это крыло как совок, отклоняющий определенную количество воздуха от горизонтали до примерно угла атаки, как показано на рисунок 10.Совок можно изобразить как невидимую конструкцию, надетую на крыло. на заводе. Длина совка равна длине крыла и высота несколько связана с длиной хорды (расстояние от ведущего кромка крыла до задней кромки). Количество воздуха, задержанного этим совок пропорционален скорости самолета и плотности воздуха, и ничего больше.

Рис. 10 Крыло как совок.

Как было сказано ранее, подъемная сила крыла пропорциональна количеству воздуха. отклоняется вниз, умноженная на вертикальную скорость этого воздуха. Как самолет увеличивается скорости, совок отводит больше воздуха. Поскольку нагрузка на крыло, которая составляет вес самолета, не увеличивает вертикальную скорость отклоняемого воздуха должно быть уменьшено пропорционально. Таким образом, угол атаки снижается до поддерживать постоянный подъем. Когда самолет поднимается выше, воздух становится менее плотным поэтому черпак забирает меньше воздуха при той же скорости.Таким образом, для компенсации угла атаки должно быть увеличено. Концепции этого раздела будут использоваться для понять лифт способом, невозможным с помощью популярного объяснения.

Лифту требуется мощность

Когда самолет пролетает над головой раньше все еще воздух заканчивается с нисходящей скоростью. Таким образом, воздух остается в движении после вылета самолета. Воздух получил энергию. Сила — это энергия или работа, за раз.Итак, лифт должен требовать мощности. Эта мощность обеспечивается самолетом. двигатель (или под действием силы тяжести и термиков для планера).

Сколько мощности нам потребуется для полета? Мощность, необходимая для подъема, — это работа (энергия) в единицу времени и поэтому пропорциональна количеству воздуха, отведенного вниз умноженное на квадрат скорости этого отклоненного воздуха. Мы уже заявляли, что подъемная сила крыла пропорциональна количеству отведенного вниз воздуха, умноженному на нисходящая скорость этого воздуха.Таким образом, единиц мощности, необходимой для подъема самолета, составляет пропорциональна нагрузке (или весу), умноженной на вертикальную скорость воздуха . Если скорость самолета увеличивается вдвое, количество отклоняемого вниз воздуха удваивается. Таким образом, угол атаки необходимо уменьшить, чтобы получить вертикальную скорость, равную половина оригинала, чтобы дать такой же подъем. Мощность, необходимая для подъема, была разрежь пополам. Это показывает, что мощность, необходимая для подъема, становится меньше по мере того, как скорость самолета увеличивается.Фактически, мы показали, что эта способность творить подъемная сила пропорциональна скорости самолета.

Но все мы знаем, что для того, чтобы идти быстрее (в круизе), мы должны использовать больше мощности. Так мощности должно быть больше, чем мощность, необходимая для подъема. Сила Связанная с подъемной силой, описанная выше, часто называется «индуцированной» мощностью. Сила также необходима для преодоления так называемого «паразитического» сопротивления, которое сопротивление, связанное с перемещением колес, подкосов, антенны и т. д.через воздух. Энергия, которую самолет передает молекуле воздуха при ударе, пропорциональна скорость в квадрате. Количество молекул, пораженных за раз, пропорционально скорость. Таким образом, паразитная мощность, необходимая для преодоления паразитного сопротивления увеличивается как скорость в кубе.

На рисунке 11 показаны кривые мощности для наведенной мощности, паразитной мощности и полная мощность, которая является суммой наведенной мощности и паразитной мощности. Опять же, наведенная мощность превышает скорость, а паразитная мощность — скорость в кубе.На малых скоростях требования к мощности полета преобладают. индуцированная мощность. Чем медленнее летит, тем меньше отводится воздуха и, следовательно, угол атаки необходимо увеличить, чтобы поддерживать подъемную силу. Пилоты тренируются в полете на «обратная сторона кривой мощности», чтобы они понимали, что угол атаки и мощность, необходимая для удержания в воздухе на очень низких скоростях, значительна.

Рис. 11 Зависимость требований к мощности от скорости.

В крейсерском режиме в потребляемой мощности преобладает паразитная мощность. Поскольку это идет как куб скорости, увеличение объема двигателя дает более высокую скорость набирать высоту, но мало помогает улучшить крейсерскую скорость самолета.

Поскольку теперь мы знаем, как требования к мощности меняются в зависимости от скорости, мы можем понять сопротивление, которое является силой. Перетаскивание — это просто мощность, разделенная на скорость. Рисунок 12 показывает индуцированное, паразитное и полное сопротивление как функцию скорости.Здесь индуцированное сопротивление изменяется пропорционально квадрату скорости, а паразитное сопротивление изменяется в зависимости от скорость в квадрате. Взглянув на эти кривые, можно сделать несколько выводов о как устроены самолеты. Более медленные самолеты, такие как планеры, предназначены для минимизировать индуцированное сопротивление (или наведенную мощность), которое преобладает на более низких скоростях. Более быстрые самолеты больше озабочены паразитным сопротивлением (или паразитической силой).

Рис. 12 Зависимость сопротивления от скорости.

Эффективность крыла

В крейсерском режиме незначительное сопротивление современного крыла — индуцированное сопротивление. Паразитическое сопротивление, преобладающее в крейсерском режиме, крыло Boeing 747 эквивалентно только 1/2-дюймовому кабелю того же длина. Можно спросить, что влияет на эффективность крыла. Мы видели, что наведенная мощность крыла пропорциональна вертикальной скорости воздуха. Если длину крыла нужно было увеличить вдвое, размер нашего совка тоже двойной, отводя вдвое больше воздуха.Итак, для того же подъема вертикальная скорость (а значит, и угол атаки) пришлось бы уменьшить вдвое. Поскольку наведенная мощность пропорциональна вертикальной скорости воздуха, она тоже уменьшается вдвое. Таким образом, подъемная эффективность крыла пропорциональна единице по длине. крыло. Чем длиннее крыло, тем меньше наведенной мощности требуется для создания та же подъемная сила, хотя это достигается за счет увеличения паразитного сопротивления. Низкая скорость самолеты больше подвержены индуцированному сопротивлению, чем быстрые самолеты, и поэтому более длинные крылья.Вот почему планеры, летящие на малых скоростях, имеют такие длинные крылья. С другой стороны, скоростные истребители ощущают на себе влияние паразитических тянуть больше, чем наши низкоскоростные тренажеры. Поэтому у быстрых самолетов короче крылья, чтобы снизить сопротивление паразитов.

Некоторые ошибочно полагают, что лифт не требует мощности. Этот пришла из воздухоплавания при изучении идеализированной теории сечения крыла. (профили). Когда мы имеем дело с аэродинамическим профилем, картина на самом деле представляет собой крыло. с бесконечным размахом.Поскольку мы видели, что мощность, необходимая для подъема, равна пропорционально единице по длине крыла, крыло бесконечного размаха не требует мощности для подъема. Если бы подъемная сила не требовалась, самолеты имели бы такой же диапазон полных, как и пустых, и вертолеты могут зависать в любом высота и нагрузка. Лучше всего то, что пропеллеры (вращающиеся крылья) не требуется мощность для создания тяги. К сожалению, мы живем в реальном мире, где и подъемная сила, и движущая сила требуют мощности.

Мощность и нагрузка на крыло

Давайте теперь рассмотрим отношения между нагрузкой на крыло и мощностью. Требуется ли больше мощности, чтобы перевезти больше пассажиров? а груз? И влияет ли нагрузка на скорость сваливания? На постоянной скорости, если нагрузка на крыло увеличивается, вертикальная скорость должна быть увеличена для компенсации. Делается это за счет увеличения угла атаки. Если общий вес самолет был увеличен вдвое (скажем, в развороте на 2 g), вертикальная скорость воздуха равна увеличен вдвое, чтобы компенсировать повышенную нагрузку на крыло.Индуцированная мощность пропорционально нагрузке, умноженной на вертикальную скорость отклоняемого воздуха, которая оба удвоились. Таким образом, потребляемая наведенная мощность увеличилась в раз. четырех! То же самое было бы, если бы вес самолета был увеличен вдвое. добавление топлива и т. д.

Один из способов измерить общую мощность — посмотреть на расход топлива. потребление. На рисунке 13 показаны зависимости расхода топлива от полной массы для большой транспортный самолет, летящий с постоянной скоростью (получено из реальных данные).Поскольку скорость постоянна, изменение расхода топлива происходит из-за изменение наведенной мощности. Данные аппроксимируются постоянной (паразитная мощность) и термин, который идет как нагрузка в квадрате. Этот второй срок — это то, что было предсказано в нашем ньютоновском обсуждении влияния нагрузки на наведенную мощность.

Рис. 13 Зависимость расхода топлива от нагрузки для большого транспортного самолета, летящего с постоянной скоростью.

Увеличение угла атаки при увеличении нагрузки имеет и обратную сторону: чем просто потребность в большей мощности.Как показано на рисунке 9, крыло в конечном итоге сваливаться, когда воздух больше не может следовать за верхней поверхностью, то есть когда критический угол достигнут. На рисунке 14 показан угол атаки как функция воздушная скорость для фиксированной нагрузки и для разворота 2 g. Угол атаки, при котором сваливание самолета постоянно и не зависит от нагрузки на крыло. Скорость сваливания увеличивается как квадратный корень из нагрузки. Таким образом, увеличивая нагрузку в 2-г поворот увеличивает скорость остановки крыла на 40%.Увеличение высота дополнительно увеличивает угол атаки при повороте на 2 g. Вот почему пилоты практикуют «ускоренное сваливание», которое показывает, что самолет может остановиться на любой скорости. На любой скорости есть нагрузка, которая вызовет срыв.

Рис. 14 Зависимость угла атаки от скорости для прямого и горизонтального полета и для поворота с 2 g.

Крыловые вихри

Кто-то может спросить, как выглядит промывка от крыла подобно.Промывка вниз идет от крыла в виде листа и связана с деталями. распределения нагрузки на крыло. На рисунке 15 показано, что из-за конденсации распределение подъемной силы на самолете во время маневра с большой перегрузкой. С рисунка видно, что распределение нагрузки меняется от корня крыла к наконечник. Таким образом, количество воздуха в нисходящей струе также должно изменяться крыло. Крыло у корня «набирает» гораздо больше воздуха, чем кончик. поскольку корень отводит так много воздуха, что чистый эффект состоит в том, что начинает закручиваться наружу вокруг себя, как воздух огибает верхнюю часть крыло из-за изменения скорости воздуха.Это крыловой вихрь. Плотность закрутки крыла вихря пропорциональна скорости закручивания. изменение подъемной силы по крылу. На законцовке крыла подъемная сила должна быстро стать нулевой. вызывая максимально плотный локон. Это вихрь на законцовке крыла и всего лишь небольшой (хотя часто наиболее заметная) часть вихря крыла. Возвращаясь к цифре 6. ясно видно развитие вихрей крыла при промывании вниз, а также концевые вихри крыла.

Рис. 15 Конденсация, показывающая распределение подъемной силы вдоль крыла.Также видны вихри на концах крыла. (из «Узоров в небе», Дж. Ф. Кэмпбелл и Дж. Р. Чемберс, NASA SP-514.)

Крылышки (эти небольшие вертикальные отростки на концах некоторых крыльев) используются повысить эффективность крыла за счет увеличения эффективной длины крыла. крыло. Подъемная сила нормального крыла должна быть равна нулю на вершине, потому что нижняя часть а наверху общаются до конца. Винглеты блокируют эту связь так что подъемник может выходить дальше на крыле.Поскольку эффективность крыла увеличивается с увеличением длины, это дает повышенную эффективность. Одно предостережение в том, что конструкция крылышек сложна, и крылышки на самом деле могут быть вредными, если не правильно разработан.

Влияние земли

Еще одно распространенное явление, которое неправильно понимают это эффект земли. Это повышенная эффективность крыла при полете. в пределах длины крыла от земли.Самолет с низкорасположенным крылом испытает снижение сопротивления на 50% непосредственно перед приземлением. Есть много путаница по поводу эффекта земли. Многие пилоты (и экзамен FAA VFR-O-Gram No. 47) ошибочно полагают, что эффект земли является результатом сжатия воздуха между крылом и землей.

Чтобы понять влияние земли, необходимо иметь представление о промыть. Для давления, возникающего при полете на малой скорости, считается, что воздух несжимаемый.Когда воздух ускоряется над крылом и опускается вниз, его необходимо заменить. Поэтому немного воздуха должно сместиться вокруг крыла (ниже и вперед, а затем вверх) для компенсации, как поток воды вокруг весла для каноэ при гребле. Это причина смыва.

Как указывалось ранее, поток воздуха ускоряет поток воздуха в неправильном направлении для лифт. Таким образом, необходимо большее количество промывки вниз, чтобы компенсировать смыть вверх, а также обеспечить необходимый подъем.Таким образом выполняется больше работы и больше требуется мощность. У земли поток воды уменьшается, потому что земля препятствует циркуляции воздуха под крылом. Так меньше промывки необходимо обеспечить лифт. Угол атаки уменьшается, как и наведенная мощность, что делает крыло более эффективным.

Ранее мы подсчитали, что Cessna 172, летящая со скоростью 110 узлов, должна отклоняться примерно на 2,5 т / сек для обеспечения подъема. В наших расчетах мы пренебрегли смывом.Из величина эффекта земли, ясно, что количество отклоненного воздуха наверное больше 5 т / сек.

Выводы

Давайте рассмотрим то, что мы узнали, и узнаем представление о том, как физическое описание дало нам большую способность понять полет. Первое, что мы узнали:

• Количество воздуха, отклоняемого крылом, пропорционально скорости крыла и плотности воздуха.
• Вертикальная скорость отклоняемого воздуха пропорциональна скорости крыла и углу атаки.
• Подъемник пропорционален количеству отклоненного воздуха, умноженному на вертикальную скорость воздуха.
• Мощность , необходимая для подъема, пропорциональна подъемной силе, умноженной на вертикальную скорость воздуха.

Теперь давайте посмотрим на некоторые ситуации с физической точки зрения и с точки зрения популярного объяснения.

• Скорость самолета снижена . Физический вид говорит, что количество отклоняемого воздуха уменьшается, поэтому угол атаки увеличивается для компенсации. Также увеличивается мощность, необходимая для подъема. Популярное объяснение не может решить эту проблему.
• Нагрузка самолета увеличена . Физический вид говорит, что количество отклоняемого воздуха такое же, но угол атаки должен быть увеличен, чтобы обеспечить дополнительную подъемную силу. Также увеличилась мощность, необходимая для подъема.Опять же, популярное объяснение не может решить эту проблему.
• Самолет перевернутый . Физический вид не имеет с этим проблем. Самолет регулирует угол атаки перевернутого крыла, чтобы дать желаемую подъемную силу. Популярное объяснение подразумевает, что перевернутый полет невозможен.

Как видите, популярное объяснение, зацикливающееся на форма крыла может удовлетворить многих, но не дает возможности действительно понимаю полет.Физическое описание лифта легко понять и намного мощнее.

Angel Wing или Slipped Wing

Индекс болезней птиц … Симптомы и возможные причины … Виды птиц и болезни, к которым они наиболее восприимчивы

Angel Wing или Slipped Wing — болезнь, которая в первую очередь поражает водоплавающих птиц . Это состояние чаще наблюдается у лебедей и гусей и в меньшей степени у уток.

Это состояние известно под разными названиями, в том числе:

• Крыло ангела
• Крыло самолета или самолета
• Деформация запястья
• Деформация запястно-пястного сустава
• Кривое крыло
• Крыло с отогнутым крылом
• Крыло с отогнутым крылом
• Наклонное крыло
• Перевернутое крыло
• Вращающееся крыло
• Скользящее крыло
• Крыло копья
• Крыло меча
• Соломенное крыло
• Наклонное крыло
• Вальгусная деформация запястья 5000 Симптомы

Деформация запястья

рост, в результате которого одно или оба крыла высовываются из тела, и птица не может летать.Левое крыло поражается чаще, чем правое.

Это состояние становится очевидным, когда маховые перья растут, при этом вес первичных перьев оказывается слишком большим для мышц запястного сустава, что приводит к опусканию кончика крыла. Первичные маховые перья могут быть повреждены.

Симптомы крыльев ангела включают обрывание маховых перьев в области запястья или ремидж (маховые перья, обычно видимые только в полете), выступающие из крыльев под странными углами.В некоторых случаях ободранные перья могут напоминать болезненно-голубые соломинки, торчащие из крыльев.

Причины:

Заболевание проявляется как неизлечимое анатомическое заболевание, приобретенное у молодых птиц.

• Факторы питания: могут быть вызваны высококалорийной диетой, особенно с высоким содержанием белка и / или низким содержанием витамина D, витамина E и марганца, один или оба сустава запястья (запястья) отстают в своем развитии по сравнению с остальная часть крыла
  • Канадские казарки, получавшие пищу с высоким содержанием белка (20%), заболевали чаще, чем у гусей с низким содержанием белка (см.1984 Кригер, Т.Дж. и Вальзер М. Запястно-пястная деформация гигантских канадских казарок [Branta canadensis maxima Delacour] 20 245-248)
  • Домашние породы, выведенные для быстрого набора веса, кажутся более восприимчивыми.


• Факторы роста: Предполагается, что они связаны с чрезмерно быстрым ростом относительно медленно растущих видов умеренного и тропического климата. Быстрый рост маховых перьев (первичные: самые длинные перья крыльев — и вторичные: более короткие, верхние «ручные» перья) превышает развитие поддерживающих тканей крыла.
  • Виды умеренного и тропического пояса, естественно, растут медленнее и более восприимчивы. Об этом заболевании не сообщалось у видов, которые размножаются в высокогорных районах Арктики и имеют, естественно, очень высокую скорость роста.


• Инкубация: Также предполагалась возможная роль неправильных условий инкубации и / или проблем с выводом.


• Травма: в некоторых случаях механическое повреждение крыла может усугубить проблему.