2.10. Аеродинамічна якість літака та засоби її підвищення

Для того щоб правильно визначити льотні характеристики літака, необхідно знати піднімальну силу і силу лобового опору літака в цілому.

Чим буде відрізнятися піднімальна сила крила від піднімальної сили всього літака? При обтіканні літака потоком повітря всі його частини будуть створювати піднімальні сили. Крім крила літака, піднімальні сили будуть створюватися фюзеляжем літака, його горизонтальним оперенням і іншими, більш дрібними деталями. Однак величини цих піднімальних сил у порівнянні з величиною піднімальної сили, створюваної крилом літака, незначні. Таким чином, уважають, що Y_літ=Y_к,

де Y_літ - піднімальна сила всього літака;

Y_к - піднімальна сила, створювана крилом.

Отже, крило несе весь літак, а інші частини літака дають лише лобовий опір. Сила лобового опору літака Х_літ є сумою сил лобового опору всіх його частин:

Х_літ = Х_к + Х_ф + Х_го + Х_во + Х_ш +

де: Х_к - сила лобового опору крила; Х_ф - сила лобового опору фюзеляжу; Х_го - сила лобового опору горизонтального оперення; Х_во - сила лобового опору вертикального оперення; Х_ш - сила лобового опору шасі й т.д.

Наприклад, для літака Іл-18 при швидкості 600 км/год на крило падає біля (40-50)% усього опору літака, на фюзеляж (15-20)%, на хвостове оперення (8-12)% і на мотогондоли біля (15-20)%.

Оскільки всі частини літака, крім крила, не створюють піднімальної сили, то суму сил лобових опорів несучих частин літака називають шкідливим опором і позначають Х_шо. Отже, Х_літ = Х_к + Х_шо.

Аеродинамічна якість літака за аналогією із крилом

.

Оскільки Y_літ = Y_к, а Х_літ = Х_к + Х_шо, те

.

Таким чином, аеродинамічна якість усього літака буде завжди менше аеродинамічної якості його крила, оскільки знаменник у формулі для якості літака більше на величину Х_шо.

Якщо у крил максимальна аеродинамічна якість досягає значення 25, то максимальна аеродинамічна якість для сучасних пасажирських літаків з нестрілоподібними крилами має значення близько 17, а зі стрілоподібними — 15. Наприклад, у літака Іл-18 К_мах = 16,5, а у літака Ту-154 К_мах = 15,5.

По аналогії з крилом можна побудувати поляру, тобто залежності С_у від С_х для всього літака. Вона буде відрізнятися від поляри крила тим, що зрушиться вправо на величину коефіцієнта шкідливого лобового опору літака С_хшо. Поляра літака служить основною характеристикою аеродинамічних, а отже, і льотних властивостей літака. Для того щоб збільшити аеродинамічну якість літака, необхідно зменшити значення коефіцієнта лобового опору крила С_хк і коефіцієнта шкідливого лобового опору літака С_хшо. Значення С_хк можна зменшувати, застосовуючи аеродинамічно вигідну форму крила, а також підвищуючи якість його обробки. Зменшення С_хшо досягається шляхом зменшення несучих частин літака.

2.11. Основні законі руху повітря, що стискається

2.11.1. Загальні відомості про аеродинаміку великих швидкостей

Аеродинаміка великих швидкостей (газова динаміка) вивчає закони взаємодії повітря з обтічними тілами при швидкостях, порівнянних зі швидкістю звуку і більших швидкостей звуку, при яких повітря проявляє властивість стисливості. Теоретичні основи аеродинаміки великих швидкостей були викладені задовго до появи швидкісних літаків.

М.Є. Жуковський питанням газової динаміки присвятив кілька доповідей: „Витікання повітря під великим тиском”, „О терті газів”, „Рух газів у трубі з великими швидкостями” та ін. В 1902 р. С.А. Чаплигін опублікував фундаментальне дослідження „О газових струменях”, яке дає право вважати його основоположником газової динаміки.

Блискуче дослідження проблеми обтікання тіл газом при великих дозвукових швидкостях належить А.С. Христіановичу (1940 р.). Питання врахування стисливості при великих дозвукових швидкостях обтікання тіл вивчали і найвидатніші закордонні вчені-аеродинаміки: німецький професор Л. Прандтль, англієць Г. Глауерт, американець Т. Карман та ін. Радянські академіки М.В. Келдиш, М.А. Лаврентьєв, Н.Е. Кочин провели серйозні дослідження з теорії крила малого подовження і несталим рухам. А.А. Дородніцин, Л.Г. Лойцянський створили нове вчення про межовий шар при великих швидкостях руху. У цей час газова динаміка вирішує проблеми, викликані запитами надзвукової й гіперзвукової авіації та ракетної техніки.

Під звуком розуміють фізичний процес розповсюдження малих збурень середовища (наприклад, повітря), що виникають у вигляді невеликих змін тиску і густини. Джерелом звуку є коливальний рух окремих частинок. Швидкість коливального руху часток дуже мала, а швидкість розповсюдження збурень, викликаних цими коливаннями, дуже велика. Зсув кожної окремої частинки мізерно малий, а збурення передається на великі відстані.

У певному діапазоні частот (від 16 до 20 000 1/с) ці збурення сприймаються органами слуху, тому поняття „звук” зв'язується з певними психофізіологічними відчуттями, хоча воно набагато ширше.

Процес розповсюдження малих збурень має хвильову природу (звукові хвилі). Швидкість поширення хвиль прийнято називати швидкістю звуку. Швидкість звуку а визначається з рівняння Лапласа

; a = = ,

де р - тиск, Па;

k = c_р / c_υ - показник адіабати;

- густина, кг/м³.

Для визначення залежності швидкості звуку а від температури середовища Т скористаємося рівнянням стану газу (Клапейрона): = R·Т,

де R - газова постійна, Дж/кг·К;

Т - абсолютна температура, К.

Підставляючи праву частину рівняння Клапейрона у формулу швидкості звуку замість відношення , одержимо . З цього виразу видно, що швидкість звуку залежить тільки від температури середовища. Для повітря: R=287,14 Дж/кг·К; k = 1,41. Тому швидкість звуку в повітряному середовищі можна визначити по формулі

.

Швидкість звуку залежить від стану і температури середовища, у якому розповсюджується звук. Чим густіше середовище, тобто чим менше воно стисливе, тим швидкість розповсюдження звуку більше. Наприклад, у воді вона дорівнює 1450, у дереві - 2800, у сталі - 5000, у склі - 5600 і в повітрі - 340 м/с.

Оскільки до висоти 11 км температура повітря падає, то і швидкість звуку з підйомом на висоту буде зменшуватися. Зі збільшенням висоти приблизно на кожні 250 м швидкість звуку зменшується на 1 м/с.