Файл: Научный стиль речи (для студентовиностранцев аэрокосмических вузов).doc

ТЕКСТ 5. ОБРАЗОВАНИЕ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ

Рассмотрим образование подъёмной силы на примере крыла са­мо­лёта (рис. 49). Верхняя поверхность крыла самолёта более изогнута, чем ниж­няя (то есть имеет более выпуклую форму), и воздушный поток, который проходит над крылом, уско­ряется, чтобы не отстать от того потока, который проходит под кры­лом. В результате воздух сверху как бы растягивается, и там создается зона низкого дав­ле­ния. То есть, согласно закону Бернулли, давление под кры­лом будет боль­ше, чем над крылом. Вследствие этой разницы и со­зда­ется подъёмная си­ла.




Рис. 49. Образование подъёмной силы на примере крыла са­мо­лёта:
1 и 2 – плоскости сечения; а и б - поперечное сечение струи
Крыло самолёта имеет плавный двояковыпуклый профиль, и его подъ­ёмная сила больше, чем у плоской пластины, а сила лобового со­про­ти­в­ления меньше.

Подъёмная сила зависит от толщины профиля крыла, его площади в пла­не, скорости движения, плотности воздуха и угла атаки.

Уг­лом атаки кры­ла (рис. 50) называют угол, который образуют хорда профиля крыла и на­прав­ле­ни­е набегающего воздушного потока³².


Рис. 50. Угол атаки
Чем больше площадь кры­ла и плот­ность воздуха, тем больше подъёмная сила. Причем за­ви­си­мость её от этих параметров прямо пропорциональная. Со скоростью дви­жения подъ­ём­ная сила связана квадратичной зависимостью (если, на­пример, ско­­рость изменяется в
2 раза, то подъёмная сила возрастает или умень­ша­­ет­ся в 4 раза).

Кроме того, подъёмная сила пря­мо ­про­пор­цио­нальна ко­эф­­фи­циенту, который зависит от угла атаки, формы профиля кры­ла, фор­мы кры­ла в плане и качества обработки его поверхности. Этот коэф­фи­циент полу­чил название коэффициента подъёмной силы.

ТЕКСТ 6. По-2 МОДИФИКАЦИИ М.А. КУЗАКОВА

Еще в 1950 году М.А. Кузаков предложил проект модификации самолёта По-2 с ромбовидным крылом в плане (рис. 51).

Особенностью самолёта По-2 конструкции М.А. Кузакова являлась несу­щая система, которая состояла из двух стреловидных крыльев. Крылья были расположены так, что два крыла образовывали ромб.

---

Переднее крыло имело прямоугольный центроплан с трапецие­вид­ны­ми консолями с прямой стреловидностью и обратным поперечным V. По размаху центроплана располагался предкрылок, элероны разме­ща­лись по всему размаху консолей.

Заднее крыло трапециевидное, с обратной стреловидностью и обрат­ным V.

Переднее и заднее крылья соединялись по концам шайбами и пред­ставляли собой при виде сверху ромбовидное крыло в плане.

Крылья закреплялись на фюзеляже: переднее крыло - с помощью сто­ек и подкосов, заднее - сверху, непосредственно на фюзеляже. Пе­ред­нее крыло устанавливалось с превышением относительно заднего крыла.

Оперение и шасси не изменялись.

Размах крыла³³ По-2 модификации М.А. Кузакова 10 метров, площадь несущей по­верхности - 30 квадратных метров. Самолёт этой схемы имел мéньшую массу конст­рук­ции.

Испытания показали перспективность самолёта такой аэродина­ми­чес­кой компоновки. За рубежом подобные аэродинамические схемы для тяжёлых транспортных самолётов появились лишь 30 лет спустя.

Рис. 51. По-2 модификации М.А. Кузакова

ТЕКСТ 7. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО³⁴

Для того чтобы перемещаться в воздухе, самолёт должен иметь дви­­жущую силу - тягу. Тяга нужна для преодоления инерции самолёта при его разгоне (рис. 52) и преодоления сопротивления воздуха.

Конструкторы стремятся к то­му, чтобы крыло самолёта при малом лобовом сопротивлении имело боль­­шую подъёмную силу. В этом случае для движения самолёта тре­бу­ет­ся меньшая тяга двигателя. Лобовое сопротивление зависит от фор­мы про­филей и формы крыла в плане, его площади, плотности воздуха, ско­рос­ти полёта и угла атаки. Отношение подъёмной силы к силе лобо­во­го со­противления получило название аэродинамического качества.

разбег разгон набор

---

высоты





Н= 10,7 м

Рис. 52. Взлёт

Максимальное аэродинамическое качество двояковыпуклого про­фи­ля больше максимального качества плоской пластины. У лучших профи­лей этот показатель равен 20-25, в то время как у плоской пластины примерно 6.

С из­ме­­нением угла атаки изменяется коэффициент подъёмной силы. До опре­­деленных углов атаки (14-16° для нестреловидного крыла и 25-30° для стреловидного крыла) коэффициент подъёмной силы увеличивается, далее он резко падает. Эти углы называют критическими³⁵, потому что при таких уг­лах атаки плавное обтекание профиля крыла нарушается и коэффи­ци­ент подъёмной силы крыла резко уменьшается. Полёт на критических, а тем более на закритических углах атаки недопустим, так как самолёт при этом теряет устойчивость и управляемость, что может привести к его сва­ливанию.

ТЕКСТ 8. ВЗЛЁТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА.

ЧАСТЬ 1
Взлётно-посадочные устройства, как известно, состоят из шасси и средств механизации крыла.

Основная задача средств механизации - уменьшение взлётных и по­садочных скоростей для сокращения взлётной дистанции и посадочной дистанции. Эф­фект применения механизации крыла достигается за счёт увеличения подъ­ёмной силы крыла на режимах взлёта и посадки. Средства ме­хани­за­ции располагаются на передней кромке крыла, на задней кромке крыла или на обеих кромках крыла.

---

На передней кромке применяют в основном два вида механизации: от­клоняющийся носок и предкрылок (рис.53).

Отклоняющийся носок при посадке увеличивает кривизну профиля в пе­редней части крыла, что вызывает рост разрежения над крылом и со­от­ветствующее увеличение подъёмной силы. При этом возрастает и си­ла лобового сопротивления.

При отклонении предкрылка образуется щель, эта щель сужается, и из нее на верхнюю поверхность крыла выбрасывается высокоскоростная струя воздуха, которая увеличивает разрежение над крылом и, как следствие, вы­зывает рост подъёмной силы.

К механизации задней кромки крыла относятся щитки, закрылки и ин­терцепторы (рис. 54).

Щиток при отклонении увеличивает разрежение над крылом. Щиток при­меняется в основном на малоскоростных самолётах с прямым кры­лом.

Закрылок представляет собой наиболее распространенное средство ме­ханизации задней кромки крыла. Закрылки применяют на всех без ис­клю­чения типах самолётов. Когда закрылок выдвигается, образуется щель, которая сужается снизу вверх. Из этой щели на верх­нюю поверхность закрылка выбрасывается высокоскоростная струя воз­ду­ха, которая увеличивает разрежение над крылом. При отклонении за­крылка увеличивается кривизна крыла, что также приводит к росту подъ­ём­ной силы. Одновременно с этим возрастает и лобовое сопротивление. Закрылки бывают одно-, двух- и трёхщелевые.

Интерцептор представляет собой пластину, которая устанавлива­ет­ся на верхней поверхности крыла. В рабочем (выпущенном) положении он располагается поперёк потока, что уменьшает подъёмную силу крыла и увеличивает лобовое сопротивление. Оба эти явления приводят к до­пол­нительному торможению самолёта.

На современных транспортных самолётах, как правило, используют одновременно предкрылки, закрылки, а при посадке ещё и интерцепторы.

Рис. 53. Механизация передней кром­­­ки крыла: а - носок; б - предкрылок

Рис. 54. Механизация задней кромки крыла: а - щиток, б - закрылок, в - интер­цеп­тор

---

УРОК 4

ТЕКСТ 9. КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА САМОЛЁТА
Компоновочная схема самолёта определяется взаимным располо­же­нием фюзеляжа, крыла, оперения и двигателей. От компоновочной схемы в значительной мере зависят аэродинамические, весовые, эксплуа­та­цион­ные и экономические характеристики самолёта. Различают два ос­нов­ных типа компоновок - классическую и «утку». Классическая схема предполагает, что оперение распо­ла­га­ется позади крыла; в схеме «утка» оперение находится впереди кры­ла. Гражданские самолёты выполняются в основном по классической схе­ме. Это монопланы, а положение крыла относительно фюзеляжа оп­ределяет три вида компоновок самолёта - низкоплан, высокоплан и сред­не­план.

Самолёт-низкоплан имеет ряд преимуществ. Он позволяет получить улучшенные взлётно-посадочные характеристики за счёт использования эффекта близости земли, а также увеличение площади закрылков за счёт подфюзеляжной части крыла; успешнее достигаются необходимые характеристики устойчивости и управляемости; упрощаются конструкция планера, обслуживание агрегатов и систем, которые располагаются на кры­­ле.

Недостатки этой компоновочной схемы следующие:

1) за счёт взаимного влияния (интерференции) крыла и фюзеляжа умень­шаются несущие свойства крыла и возрастает лобовое сопро­тив­ле­ние, вследствие чего уменьшается аэродинамическое ка­чество (по сравнению с высокопланом);

2) при установке двигателей на крыле возможно попадание посторонних предметов в двигатели при взлёте и посадке.

К самолётам-низкопланам относятся Ту-204, Ил-96, Ил-86, Ту-154 и др.

Преимущества самолёта-высокоплана: аэродинамическое качество на 4 - 5 % выше, чем у низкоплана, за счёт уменьшения аэродинамической интерференции; характеристики продольной устойчивости при больших углах атаки (на малых скоростях полёта) лучше по сравнению с харак­те­рис­тиками низкоплана; при расположении двигателей на крыле веро­ят­ность попадания посторонних предметов с поверхности аэродрома су­щественно уменьшается, что позволяет эксплуатировать самолёты-вы­со­копланы на грунтовых аэродромах.

Недостаток этой компоновочной схе­мы - ухудшение характеристик боковой устойчивости на больших уг­лах атаки. Масса конструкции самолёта-высокоплана на 15-20 % больше, чем масса низ­ко­плана. Соответственно, уменьшается и экономическая эффек­тивность высокоплана по сравнению с низкопланом.

---