Аэродинамический двигатель


Аэродинамическая электростанция, способ получения чистой электроэнергии и высокоскоростной аэродинамический двигатель для использования на аэродинамической электростанции

Изобретение относится к электроэнергетике. Предложенная аэродинамическая электростанция (АДЭС) содержит по меньшей мере одну аэродинамическую трубу 1 (АДТ), верхняя часть которой сообщена с вентилятором 3, а нижняя - с атмосферой, и размещенные по длине АДТ 1 высокоскоростные аэродинамические агрегаты (ВАДА), каждый из которых включает высокоскоростной аэродинамический двигатель (ВАДД) и соединенный с его валом генератор. Каждый ВАДА включает также соединенный с валом ВАДД разгонный двигатель. АДТ 1 имеет прямоугольное сечение. Каждый ВАДД включает ротор с установленными на двух маховиках 15 качающимися лопастями 16, расположенными поперек АДТ 1 вдоль вала. Способ получения и тиражирования электроэнергии с помощью данной АДЭС заключается в том, что разгоняют аэропоток в АДТ 1 за счет нагнетания воздуха на входе в АДТ 1 и выброса воздуха в атмосферу, воздействуют потоком воздуха на лопасти 16 ВАДД, последовательно установленные в АДТ 1, и преобразуют вращение роторов ВАДД в электроэнергию посредством генераторов. С помощью разгонных двигателей разгоняют лопасти 16 соответствующих ВАДД до скорости, превышающей скорость потока, набегающего на лопасти каждого ВАДД. Предложенный ВАДД для использования на АДЭС включает ротор с установленными на нем качающимися лопастями 16. Ротор включает установленные на валу два маховика 15, а каждая лопасть 16 ВАДД выполнена из двух полулопастей, каждая из которых установлена с помощью прямых шипов в игольчатых подшипниках маховиков 15 с возможностью качания относительно хорды лопасти 16. Полулопасти находятся в зубчатом зацеплении друг с другом посредством одного зуба, выполненного на одной полулопасти, и двух зубьев, выполненных на второй полулопасти. Группа изобретений позволяет повысить скорость вращения лопастей и одновременно повысить скорость аэропотока, омывающего лопасти, за счет использования разгонных двигателей в каждом ВАДА. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к энергетике и может быть применено для выработки чистой электроэнергии.

Из уровня техники известна аэроэлектростанция, включающая несколько (три) вертикальных аэродинамических труб (АДТ), входы которых расположены навстречу направлению ветра, а выходы сообщены с атмосферой; каждая труба имеет среднюю часть квадратного сечения и в ней установлена многолопастная турбина (RU 2438040 С2, опубл. 27.12.2011).

Известная аэроэлектростанция из-за неравномерности частоты вращения генератора не позволяет применять полученный ток в электродвигателях коммунального и промышленного назначения, а также имеет недостаточно высокий КПД из-за невысокой скорости вращения турбин и непостоянства ветра.

Известен способ получения электроэнергии, реализуемый данной электростанцией, по которому создают поток воздуха в аэродинамических трубах за счет действия ветра, воздействуют потоком воздуха на лопасти турбин, последовательно установленных в АДТ, и преобразуют вращение турбин в электроэнергию посредством генераторов (см. там же).

Известный способ также не позволяет применять полученный ток в электродвигателях коммунального и промышленного назначения из-за неравномерности частоты вращения генератора, а также обеспечивает недостаточно высокий КПД из-за невысокой скорости вращения турбин и непостоянства ветра.

Наиболее близким к предложенному аэродвигателю является ветряной двигатель, турбина которого содержит центральную вертикальную ось со ступицей и закрепленные на ней вогнутые крылья с шарнирно установленными на последних лопастях. Каждое из крыльев снабжено горизонтальными подкрылками. Средний подкрылок жестко закреплен, а верхний и нижний выполнены в виде подвижных секторов, установленных внахлестку с рабочей поверхностью крыльев (RU 2009371 C1, опубл. 15.03.1994). Лопасти турбины имеют неизменяемый профиль, поэтому в некоторых своих положениях они оказывают большое сопротивление набегающему потоку, что ограничивает скорость вращения турбины.

Задачей изобретения является создание высокоэффективной АДЭС с постоянной частотой вырабатываемой электроэнергии и высоким КПД.

Задача решается аэродинамической электростанцией (АДЭС), содержащей по меньшей мере одну аэродинамическую трубу (АДТ), входная часть которой сообщена с вентилятором, а выходная - с атмосферой, и размещенные по длине АДТ высокоскоростные аэродинамические агрегаты (ВАДА), каждый из которых включает высокоскоростной аэродинамический двигатель (ВАДД) и соединенный с его валом генератор, при этом согласно изобретению каждый ВАДА включает также соединенный с валом ВАДД разгонный двигатель, АДТ имеет прямоугольное сечение, а каждый ВАДД включает ротор с установленными на нем качающимися лопастями, расположенными поперек АДТ вдоль вала.

Задача также решается способом получения и тиражирования электроэнергии с помощью данной аэродинамической электростанции, заключающимся в том, что разгоняют поток воздуха в аэродинамической трубе за счет нагнетания его на входе в АДТ и выброса воздуха в атмосферу, воздействуют потоком воздуха на лопасти ВАДД, последовательно установленные в АДТ, и преобразуют вращение роторов ВАДД в электроэнергию посредством генераторов, и характеризующимся тем, что с помощью разгонных двигателей разгоняют лопасти соответствующих ВАДД до скорости, превышающей скорость потока, набегающего на лопасти каждого ВАДД.

Технический результат от использования предложенных способа и АДЭС заключается в повышении скорости вращения лопастей изменяемого профиля и одновременно в повышении скорости потока, омывающего лопасти, за счет использования разгонных двигателей в каждом ВАДА. Линейная скорость лопасти ВАДД превышает скорость потока воздуха в АДТ на коэффициент быстроходности, который определяется отношением линейной скорости лопасти к скорости потока воздуха в пределах 30-35 раз.

Задача также решается высокоскоростным аэродинамическим двигателем (ВАДД) для использования на АДЭС, ротор которого включает установленные на валу два маховика, а каждая лопасть ВАДД выполнена из двух полулопастей, каждая из которых установлена с помощью прямых шипов в подшипниках маховиков с возможностью качания на 8-10 градусов относительно хорды лопасти, расположенной вдоль оси ротора, при этом полулопасти находятся в зубчатом зацеплении друг с другом посредством одного зуба, выполненного на одной полулопасти, и двух зубьев, выполненных на другой полулопасти.

В предпочтительном варианте выполнения каждая полулопасть имеет симметричный профиль, поперечное сечение первой полулопасти каждой лопасти имеет закругленный конец, обращенный навстречу потоку, расширяется в сторону второй полулопасти, длина первой полулопасти в поперечном сечении составляет 0,35-0,45 хорды лопасти, вторая полулопасть плавно сужается в поперечном сечении в направлении от первой полулопасти и заканчивается острым концом, а при нулевом угле атаки оси качания полулопастей пересекают хорду лопасти посередине отрезка хорды каждой полулопасти соответственно.

В вышеуказанных известных технических решениях аэродинамические трубы работают за счет давления аэропотока, которое значительно меньше давления, создаваемого ВАДА, в которых скорость лопасти определяется ВАДД, превышающими скорость природного встречного воздушного потока в несколько раз, что создает подъемную силу лопасти, которая используется предложенным изобретением. В результате лопасти вращаются со скоростью больше скорости аэропотока как минимум в 30-35 раз (скоростной коэффициент ВАДД).

Изобретение иллюстрируется чертежами.

На фиг. 1 показана предложенная АДЭС в плане.

На фиг. 2 показан ВАДД, вид спереди (со стороны боковой стенки АДТ) с частичным разрезом.

На фиг. 3 - вид на ВАДД сверху с частичным разрезом.

На фиг. 4 - поперечный разрез ВАДД в плоскости, перпендикулярной оси ротора в процессе работы.

На фиг. 5 - поперечный разрез лопасти ВАДД при нулевом угле атаки.

На фиг. 6 - вид лопасти на фиг. 5 сверху.

На фиг. 7 - поперечный разрез лопасти ВАДД при угле атаки, отличном от нуля.

Предложенная аэродинамическая электростанция содержит несколько (или одну) аэродинамических труб (АДТ) 1. В каждой АДТ 1 входная часть соединена через жалюзийную решетку 2 и приемную камеру с вентилятором 3, а выходная часть 4 - с атмосферой. В машинном зале 8 по длине каждой АДТ 1 установлены высокоскоростные аэродинамические агрегаты 9 (ВАДА) с определенным шагом в зависимости от мощности ВАДА. Каждый ВАДА 9 включает высокоскоростной аэродинамический двигатель 10 (ВАДД) и соединенные с его валом с одной стороны генератор 11 и с другой стороны разгонный двигатель 12 - рекуператор электроэнергии.

В предпочтительном варианте АДЭС имеет две АДТ 1, одна из которых работает постоянно, а вторая включается в периоды пиковых нагрузок (зимний период, суточные пиковые нагрузки) и во время ремонта другой трубы.

Внутри каждой АДТ 1 прямоугольного сечения установлен корпус 13 ВАДД 10, в котором на валу 14 с двух сторон на шпонках установлены маховики ротора 15, которые соединены друг с другом по ободам установленными на прямых шипах шатунно-лопастными механизмами изменяемого профиля в виде качающихся лопастей 16. Лопастям 16 присвоено имя «лопасти Ушаковой изменяемого профиля».

Высота прямоугольного сечения АДТ 1 равна диаметру маховиков ротора 15 ВАДД 10. Съемная крышка 17 ВАДД 10 с помощью болтов соединена в корпусом 13.

Маховики ротора 15 расположены в углублениях боковых стенок АДТ 1, так что ширина АДТ 1, обозначенная на фиг. 3 как «В», равна размеру посадки маховиков (расстоянию между роторами). Высота АДТ 1 (глубина), обозначенная на фиг. 2 «h», равна высоте корпуса 13 от днища до крышки.

Вал 14 выходит через стенки АДТ, опираясь концами на подшипники. На тонком конце вала 14 насажена на шпонках муфта для соединения с разгонным двигателем 12. На большем по диаметру конце вала 14 насажена муфта для подсоединения генератора 11.

Число лопастей 16 предпочтительно является нечетным, например 3, 5, 7 лопастей, поскольку при этом меньше ударные нагрузки на вал, чем при четном числе лопастей.

Каждая лопасть 16 ВАДД 10 выполнена из двух полулопастей - первой ведущей полулопасти 17 и второй ведомой полулопасти 18 (фиг. 5, 6). Полулопасти 17 и 18 имеют каждая прямые шипы 19 и 20, которые вставлены в игольчатые подшипники, закрепленные на ободах ротора 15 с возможностью поворота на углы 8-10 градусов. Углы поворота полулопастей 17, 18 ограничены приваренными на ободах ротора 15 пластинами 21, 22. Таким образом каждая полулопасть 17, 18 является качающейся, преимущественно на 8-10 градусов относительно хорды лопасти 16, расположенной вдоль оси ротора 15. Полулопасти 17, 18 находятся в зубчатом зацеплении друг с другом. На фиг. 5 показано, что на первой полулопасти 17 выполнены два зуба 23, а на второй полулопасти 18 выполнен один зуб 24. (Возможен обратный вариант: один зуб на первой полулопасти 17 и два зуба на второй полулопасти 18). Зубья 23 и 24 имеют профиль, обеспечивающий обкатывание зуба 24 по обращенным к нему поверхностям зубьев 23, как это имеет место при зубчатом зацеплении колес.

Полулопасти 17 и 18 имеют симметричный профиль, первая ведущая полулопасть 17 закруглена с одного конца, расширяется в направлении к зубчатому зацеплению. Вторая ведомая полулопасть 18 плавно сужается в направлении к свободному концу и заканчивается острым концом толщиной 3-5 мм. Поверхности второй полулопасти 18 являются продолжениями поверхностей первой полулопасти 17. Длина первой полулопасти 17 в поперечном сечении равна 0,35-0,45 хорды лопасти, длина второй полулопасти 18 равна 0,55-0,65 хорды. Хорда равна сумме длин полулопастей. Длина хорды может составлять 400-500 мм. При нулевом угле атаки оси качания полулопастей 17 и 18 пересекают хорду лопасти посередине отрезка хорды каждой полулопасти 17 и 18 соответственно.

Хорда относительно вала ВАДД 10 делится меридианом, проходящим через ось вала под прямым углом к хорде в равных долях. Углы атаки лопасти 16 при воздействии аэропотока могут быть положительными, отрицательными или равными нулю. (При положительных и отрицательных углах атаки поворот концов полулопастей 17 и 18 составляет ±6-10 мм.) При нулевом угле атаки лопасть 16 имеет симметричный профиль. При положительных и отрицательных углах атаки - S-образный профиль.

Способ получения и тиражирования электроэнергии и работа АДЭС и ВАДД осуществляются следующим образом.

На первой стадии происходит разгон потока воздуха в АДТ 1 за счет нагнетания воздуха вентилятором 3 на входе в ГДТ 1 и выброса аэропотока в атмосферу. Скорость V, вытекающей из хвостового отверстия ГДТ, определяется по формуле V2=2gH. На второй стадии происходит разгон лопастей 16 ВАДА 10 до скоростей, превышающих скорости потока в 30-35 раз. При воздействии аэропотока на качающиеся лопасти 16 полулопасти 17 и 18 меняют свое положение на 8-10 градусов относительно хорды лопасти 16 за счет поворота вокруг своих осей.

Синхронизация поворота полулопастей 17 и 18 обеспечивается за счет их зубчатого зацепления. При повороте полулопастей 17 и 18 в своих положениях при положительном и отрицательном углах атаки лопасти 16 приобретают S-образный профиль за счет своей вышеописанной геометрии (фиг. 4).

За один оборот маховиков ротора 15 на 360 градусов лопасти 16 изменяемого профиля Ушаковой меняют свой профиль четыре раза: а) при повороте от 0 до 3 градусов - симметричный профиль со знаком +; б) от 3 до 180 градусов - S-образный профиль со знаком +; в) от 180 до 183 градусов - симметричный профиль со знаком -; г) от 183 до 360 градусов - S-образный профиль со знаком -. Как при положительном, так и при отрицательном углах атаки (от 3 до 180 градусов - S-образный профиль со знаком + и от 183 до 360 градусов - S-образный профиль со знаком -) смещение перерезывающей силы от нагрузки смещено от оси вращения вала 14 в сторону острия ведущей полулопасти 17 всегда влево, что дает произведение перерезывающей силы на плечо смещения перерезывающей силы h2, что приводит к положительному результату, направленному в сторону вращения лопасти 16 изменяемого профиля Ушаковой (дополнительное увеличение мощности).

Омывающий лопасть 16 S-образного профиля высокоскоростной аэропоток создает подъемную силу лопасти. Проекция подъемной силы лопасти 16 на вектор линейной скорости создает силу тяги лопасти. Лопасти 16 ВАДД 10 S-образного изменяемого профиля будут способствовать ускорению аэропотока, играя роль насоса для прокачки аэропотока.

После разгона лопастей 16 включаются разгонные двигатели 12, которые дополнительно разгоняют лопасти 16 и роторы 15 ВАДД 10, и скорость аэропотока нарастает по длине ГДТ 1. Разгонные двигатели 12 - рекуператоры позволяют ВАДД 10 преодолеть сопротивление вращения силами тяги лопастей, поддерживать скорости вращения роторов 15 ВАДД 10 в нужных параметрах (3000 или 2250 об/мин). Кроме того, при снижении нагрузок в линии электропередачи (ЛЭП) и увеличении оборотов разгонный двигатель 12 - рекуператор способен возвращать в сеть (ЛЭП) электрическую энергию (рекуперация), снижая до проектных показателей обороты ВАДА 8.

Вращение роторов 15 ВАДА 10 передается на валы генераторов 11, преобразующих вращение вала в электроэнергию.

Предложенная группа изобретений позволяет повысить КПД выработки электроэнергии на АДЭС за счет увеличения скорости вращения лопастей роторов высокоскоростных аэродинамических двигателей.

1. Аэродинамическая электростанция, содержащая по меньшей мере одну аэродинамическую трубу (АДТ), входная часть которой сообщена с вентилятором, а выходная - с атмосферой, и последовательно размещенные по длине АДТ высокоскоростные аэродинамические агрегаты (ВАДА), каждый из которых включает высокоскоростной аэродинамический двигатель (ВАДД) и соединенный с его валом генератор, отличающаяся тем, что каждый ВАДА включает также соединенный с валом ВАДД разгонный двигатель, АДТ имеет прямоугольное сечение, а каждый ВАДД включает ротор с установленными на нем вдоль вала качающимися лопастями, расположенными поперек АДТ.

2. Электростанция по п. 1, отличающаяся тем, что каждый разгонный двигатель является рекуператором электроэнергии.

3. Электростанция по п. 1, отличающаяся тем, что ротор включает установленные на валу два маховика, а каждая лопасть ВАДД выполнена из двух полулопастей, каждая из которых установлена с помощью прямых шипов в подшипниках маховиков с возможностью качания на 8-10 градусов относительно хорды лопасти, расположенной вдоль оси ротора, при этом полулопасти находятся в зубчатом зацеплении друг с другом посредством одного зуба, выполненного на одной полулопасти, и двух зубьев, выполненных на другой полулопасти.

4. Электростанция по п. 3, отличающаяся тем, что каждая полулопасть имеет симметричный профиль, поперечное сечение первой полулопасти каждой лопасти имеет загругленный конец, расширяется в направлении к зубчатому зацеплению, длина первой полулопасти в поперечном сечении составляет 0,35-0,45 хорды лопасти, вторая полулопасть плавно сужается в поперечном сечении в направлении от первой полулопасти и заканчивается острым концом, а при нулевом угле атаки оси качания полулопастей пересекают хорду лопасти посередине отрезка хорды каждой полулопасти соответственно.

5. Способ получения и тиражирования электроэнергии с помощью аэродинамической электростанции по любому из пп. 1-4, заключающийся в том, что разгоняют поток воздуха в аэродинамической трубе за счет нагнетания в нее воздуха и выброса воздуха в атмосферу, воздействуют потоком воздуха на лопасти ВАДД, последовательно установленные в АДТ, и преобразуют вращение роторов ВАДД в электроэнергию посредством генераторов, характеризующийся тем, что с помощью разгонных двигателей разгоняют лопасти соответствующих ВАДД до скорости, превышающей скорость потока, набегающего на лопасти каждого ВАДД.

6. Высокоскоростной аэродинамический двигатель (ВАДД), содержащий ротор с установленными на нем качающимися лопастями, причем ротор включает установленные на валу два маховика, а каждая лопасть ВАДД выполнена из двух полулопастей, каждая из которых установлена с помощью прямых шипов в подшипниках маховиков с возможностью качания относительно хорды лопасти, при этом полулопасти находятся в зубчатом зацеплении друг с другом посредством одного зуба, выполненного на одной полулопасти, и двух зубьев, выполненных на другой полулопасти.

7. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что полулопасти установлены с возможностью качания на 8-10 градусов относительно хорды лопасти.

8. Двигатель по п. 6, отличающийся тем, что каждая полулопасть имеет симметричный профиль, поперечное сечение первой полулопасти каждой лопасти имеет закругленный конец, расширяется в направлении к зубчатому зацеплению, длина первой полулопасти в поперечном сечении составляет 0,35-0,45 хорды лопасти, а вторая полулопасть плавно сужается в поперечном сечении в направлении от первой полулопасти и заканчивается острым концом, а при нулевом угле атаки оси качания полулопастей пересекают хорду лопасти посередине отрезка хорды каждой полулопасти соответственно.

www.findpatent.ru

Основы проектирования летательных аппаратов в картинках

Оглавление:

Вопрос проведения теоретических занятий для школьников по авиационному профилю может стать головной болью для преподавателя, а может подвигнуть его на творческие дела в плане разнообразия теоретического курса. Мой опыт преподавания занятий в тренажерном классе в качестве инструктора – тренажера планера для школьников побудил меня к такому поиску.

Вряд ли школьникам будут интересны теоретические выводы уравнения Бернулли, а также законы Гей-Люсака и Бойля-Мариотта вместе взятых. Гораздо интереснее показывать что-то на практическом примере, например, запустить планер и объяснить, почему он летит именно по такой траектории, а не по другой. Именно с этим вопросом столкнулся ваш покорный слуга, когда сочинял теоретические лекции для курса «Основы пилотирования самолёта через планер», связанный с полётами на планерном тренажере.

Мои поиски привели меня к статье «Основы авиамоделирования», по мотивам симулятора KSP, где простым и понятным для всех языком были описаны аэродинамические истины с их практическим применением. Предлагаю всем желающим погрузиться в основы аэродинамики и проектирования летательных аппаратов, а если появиться желание то и самому испытать это в игре. В качестве проводника в основы аэродинамики будет выступать мистер Кептин и игровое пространство программы KSP. Оригинал статьи можно найти по адресу: www.forum.kerbalspaceprogram.com.

Практическая аэродинамика с помощью KSP

KSP – это игра, в которой игроки создают и управляют своими собственными космическими программами. Строительство челноков, управление ими и запуск миссий в открытый космос – вот пространство для творчества в KSP.

Хотите построить ракету и облететь планету, пожалуйста, есть все необходимые инструменты. Вопрос в другом: хватит ли топлива, выдержит ли шасси при посадке, туда ли опустится спасательная капсула. Вообщем все вопросы технического плана, а также самостоятельного управления построенными летательными аппаратами, игроку придется брать на себя. При желании ещё можно обременить себя финансовым бременем, и получать субсидии на космонавтику взамен на полезные исследования разного уровня. В качестве перспектив для развития есть возможность осуществить выход человека в открытый космос, создать космическую станцию, а даже основать колонию-поселение на другой планете.

Одно из дополнений к игре связано с созданием самолётов: собрать самолёт из отдельных частей, запустить и посмотреть, что из этого получится. Свобода творчества и, в результате, понимание законов аэродинамики. Поскольку после нескольких неудач на посадке конструктор начнет думать головой по поводу усиления стойки шасси, либо облегчения конструкции.

Если кому-то интересно, вот так выглядит урок по созданию самолёта:

Игра постоянно обновляется. Обновления и нововведения происходят возможно даже сейчас, а на сайте лежит новый мод, когда вы читаете эти строки. Для знакомства с программой достаточно скачать с сайта игры демоверсию.

Что такое центр давления и почему его сравнивают с центром масс

Прежде чем перейти к моделированию самолетов стоит немного погрузиться в теорию аэродинамики. Размышления на эту тему уместно начать с вопроса: «Что такое центр давления?». Центр давления – это точка, к которой приложена суммарная подъемных сил разных частей самолёта: крыльев и хвостового оперения.

На рисунке показаны аэродинамические поверхности, которые создают подъемную силу. Суммарная подъемная сила находится в точке, которая называется центром давления.

В том случае, если центр тяжести будет находиться слишком близко к центру масс, летательный аппарат может стать чрезмерно маневренным (другими словами «нейтрально стабильным»), поскольку у него будут отсутствовать естественные тенденции к стремлению двигаться в любом направлении. Вообще желательно стремиться к тому, чтобы центр давления находился позади центра тяжести. В этом случае летательный аппарат будет стремиться падать вперед.

Чем дальше центр давления (Ц.Д.) находиться позади центра масс (Ц.М.), тем сильнее тенденция аппарата к полёту вперед (от Ц.Д. к Ц.М.).

Правила центров

Если Ц.Д. впереди Ц.М., то летательный аппарат подвержен внезапным переворотам, если Ц.Д. и Ц.М. совпали, то летательный аппарат имеет чрезмерную маневренность, если Ц.Д. находится немного позади Ц.Т., то летательный аппарат будет иметь высокую маневренность, если немного подальше, то в полёте будет появляться большая устойчивость, если сильно дальше, то получится дротик для дартс.

Идем дальше…

Если взять картонную модель самолета и подвесить его на нитке к потолку, то точка, в которой самолёт крепится к нитке, и будет являться центром давления.

Если вы строите летательный аппарат, у которого Ц.Д. находится сильно впереди Ц.М., то это очень близко походит на крепление носа самолёта за нитку. Каждый раз при взлете он будет стремиться перевернуться вверх носом. В то же время, если Ц.Д. у самолёта находится несколько ниже Ц.М., то при взлёте летательный аппарат будет стремиться перевернуться вверх тормашками.Местоположение и ориентация подъемных поверхностей определяет центр давления. К нему мы вернемся через некоторое время.… Но сначала перейдем к рассмотрению ещё одной потенциально важной силы и точки её приложения – центра тяги (Ц.Т.).

Центр тяги – это точка приложения всех суммарных сил тяги, действующих на летательный аппарат. Если у летательного аппарата один двигатель, то Ц.Т. будет находиться как раз в центре двигателя.Все прекрасно, но только до тех пор, пока центр тяги вашего двигателя находится на одной линии с центром масс летательного аппарата. Что если это не так… В этом случае уместно говорить про несимметричную тягу.Вот тут и начинаются различные конфузы:Действие несимметричного центра тяги можно сравнить по действию с моментом от приложения гаечного ключа. Негативные последствия от такого вмешательства можно приуменьшить работой плоскостей управления или увеличением подъемной силы. Но здесь заключен подвох: эффективность аэродинамических поверхностей меняется в зависимости от высоты полёта и плотности воздуха.

Так что с изменением скорости и высоты полёта также должны меняться и другие характеристики летательного аппарата (например, с помощью системы автоматической стабилизации полёта САСП).Именно поэтому у всех успешных проектов космических кораблей центр масс располагается на одной линии с центром тяги.Рассмотрим подробнее плоскости управления летательным аппаратом: движущиеся узлы, которые позволяют управлять положением летательного аппарата. Все они действуют как рычаги на центр масс, причем, чем дальше точка приложения сил от центра масс, тем большее усилие можно создать.Органы управления на рисунке – это элевоны, гибрид элеронов и рулей высоты. Контрольные плоскости создают подъёмную силу, но они также создают сопротивление воздуха. Элевоны уменьшают количество деталей, таким образом уменьшая суммарное сопротивление. Перебирая всевозможные варианты сочетаний плоскостей управления можно увидеть их плюсы и минусы.

Каждому самолёту свои крылья

Перейдем к магическому слову – крылья! Начнем знакомство с соотношения сторон: размах, поделенный на хорду (отношение длины и ширины).Каждая из представленных схем летательных аппаратов имеет одинаковую площадь, но разную форму. Каждая форма имеет свои преимущества и недостатки. Эти различия становятся ещё более поразительными, если подключить модуль Ferram Aerospace Research, который будет показывать более реалистичную модель сопротивлений.

Автор предлагает использовать в программе KSP крылья с большим удлинением крыла, поскольку ими проще управлять и они структурно не сложнее крыльев с низким удлинением.

Вернемся к вопросу стреловидности крыльев: угол, под которым находится крыло по отношению к фюзеляжу. Все видели ловкие истребители, но на что на самом деле влияет стреловидность крыла.

Когда скорость самолёта становится близка к скорости звука, ударные волны становятся сверхзвуковыми. Стреловидность крыльев уменьшает сопротивление на околозвуковых скоростях, поскольку изгиб крыла уменьшает лобовое сопротивление, что можно увидеть по воздушному потоку.Наикратчайшее расстояние между двумя точками – это прямая. Поскольку воздушный поток через стреловидное крыло проделывает больший путь, чем через прямое крыло и контур крыла, который пересекает поток, не выглядит как стенка, то ударных волн в случае со стреловидным крылом не создается.

Что касается игры KSP, то в стандартной версии эффект стреловидности не играет большого эффекта. Этим эффектом можно насладиться в дополнительной версии игры, которая называется Ferram Aerospace Research.

Идем дальше…. Рассматриваем крепление крыла и поперечный угол крыла, то есть угол наклона крыла. Если центр давления располагается над центром масс, то повышается устойчивость летательного аппарата. Перенос же крыльев наверх фюзеляжа создает стабилизирующий эффект для летательного аппарата, который носит название поперечного эффекта.

Следовательно, если центр давления располагается ниже центра масс, либо крылья переносятся вниз фюзеляжа, то самолёт становится более маневренный, но менее устойчивым в полёте.

Устойчивость летательного аппарата можно контролировать переносом крыльев выше – ниже относительно фюзеляжа, другими словами переносом центра масс.Практическое применение комбинаций крыльев и центров масс:Наконец, короткий экскурс в тему увеличения подъемной силы в игре KSP. Этого можно добиться следующим путём:

  • Добавить площадь крыльям
  • Увеличить скорость

Увеличение количества крыльев, как и их площади, приведет к увеличению лобового сопротивления и к замедлению самолёта, с одной стороны. С другой стороны, это приведет к снижению скорости сваливания и минимальной скорости полёта, а, следовательно, уменьшению взлетной и посадочной дистанций.

Слишком большое количество крыльев и плоскостей управлений приведет к тому, что летательным аппаратом придется сложнее управлять: малейшие колебания на ручке управления будут вызывать сильные изменения в направлении полёта. Масса самолёта и его желаемая крейсерская скорость полёта (сваливания) будут определять количество подъемных сил, требуемых для самолёта.Чем круче угол атаки, тем больше подъемная сила. Но это правило работает до некоторых пор: «до критического угла атаки». После достижения критического угла аэродинамический поток начинает переходить в срыв, а самолёт теряет подъемную силу. В KSP угол атаки становится критическим при 20°, в зависимости от модели.

Также стоит рассказать про «углом падения». Угол падения — это угол, под которым крыло находится относительно фюзеляжа. Рост этого угла увеличивает абсолютное значение угла атаки и повышает подъемную силу, но в тоже время увеличивает лобовое сопротивление.

Кому-то может показаться: «Оно того стоит!». Но конструкция крыла становится сложнее и изменяется характер полёта. Крыло с положительным углом атаки имеет отличающиеся подъемные свойства по сравнению с горизонтальным крылом. Другими словами подъемная тяга у такого крыла становится гораздо больше, чем у крыла с горизонтальным расположением.Поскольку основное крыло создает чрезмерно большую подъемную силу, по сравнению с хвостовым стабилизатором, пилоту придется опускать вниз рычаг управления самолётом или работать триммером на хвостовом оперении, но лишь бы не дать самолёту подняться вверх. И наоборот, ручку убирать на себя в том случае, если нос самолёта опуститься слишком низко.В Kerbal Space Program летательный аппарат, спроектированный с нулевым углом падения, проще поддается контролю, но имеются также доводы в пользу изменения этого угла:

  • можно заранее установить идеальный крейсерский угол тангажа
  • нет необходимости задирать резко тангаж вверх во время взлета (для предотвращения удара хвостом)

В тексте прозвучало упоминание про «крейсерский режим полёта»: это относится к режиму, в котором летательный аппарат будет вести себя лучше всего. Если самолёт не находится в таком режиме полёта, то все его узлы и сам полёт не будут находиться в оптимальном режиме: повышенный расход топлива, увеличенный износ двигателя. Изначально в конструкции все закладывается именно исходя из условий полёта в оптимальных условиях: оперение, двигатели, площадь крыльев, материалы и многое другое рассчитывается на полёт в оптимальных условиях.

С чего начать проектировать шасси

Теперь перейдем к вопросу конфигурации шасси, вот некоторые варианты:Конфигурация «трицикл» проще в регулировке, чем четырехколесная: её проще посадить, чем конфигурацию с опорой на хвостовое колесо.

Правильный подход при проектировании заключается в том, чтобы разместить заднее шасси прямо под центром масс. В таком случае летательный аппарат может свободно разворачиваться и набирать нужный угол атаки при взлете.Если по некоторым причинам появляется необходимость размещать заднее колесо дальше от центра масс, тогда стоит задуматься над тем, чтобы разместить его несколько выше переднего шасси. В этом случае мы получил заранее положительный угол атаки и, как следствие, упростим взлет летательного аппарата.Посадочные шасси должны быть расположены так, чтобы для взлёта требовалось от пилота лишь минимальное усилие на ручке.

Самолёты с хвостовым оперением взлетают именно по этому принципу: сама схема такого самолёта гарантирует автоматический взлет при достижении определенной скорости.Отклонение от курса при посадке может обозначать одно из двух:

  1. Взлетно-посадочная полоса не является прямой на самом деле, поскольку шасси располагается перпендикулярно «взлётке» и смотрят строго вперед.
  2. Чрезмерный вес, приходящийся на одно из шасси, может привести к прогибу стойки и, как следствие, уводу самолёта с траектории.
  3. Также слишком большая прижимная сила на одном из шасси приведет к тому, что остальные не будут полностью находиться в зацеплении с площадкой. Этот эффект называется «колеса тачки».

Возможные способы решения этой задачи:

  • Выправить стойку шасси в редакторе
  • Укрепить стойку шасси с помощью подкоса
  • Распределить вес на большое число стоек шасси
  • Снизить вес на шасси с помощью облегчения конструкции самолёта
  • Сделать большие шасси и преодолеть усилия в рулевом управлении

Лобовое сопротивление и его влияние на параметры самолёта

В программе KSP используется простая модель лобового сопротивления. Чем больше массы будет добавлено (в виде деталей), тем больше будет создаваться сопротивление воздуха, независимо от того, находится ли модель в воздушном потоке или нет.Каждая деталь имеет максимальное значение лобового сопротивления (в большинстве случаев это значение 0,2 от максимального). Значение лобового сопротивления можно посчитать по заданной формуле:

Лобовое сопротивление = Плотность воздуха * Скорость(в квадрате) * Коэффициент максимального сопротивления * Массу

Заметьте, что лобовое сопротивление зависит от массы и от коэффициента и не зависит от числа деталей. Уменьшение массы приведет к улучшению аэродинамики. Конструирование аэродинамического профиля часто сводится к как можно большему уменьшению количества деталей, а также двигателей, плоскостей управления, топливных баков, но при сохранении управляемости летательного аппарата.Если вы хотите преуспеть в том, что изображено на картинках, Вам следует воспользоваться модом KSP, который более реалистично подходит к расчету лобового сопротивления. Этот мод называется Ferram Aerospace Research. Я люблю Ferram, именно поэтому я устанавливаю его везде, где только можно.

Надеюсь, это повествование зарядило Вас энтузиазмом для того, чтобы творить и создавать свои собственные самолёты и космические корабли! Удачи!

1aviaclub.ru

Аэродинамика автомобиля

В соответствии с законами физики движение любого механизма является результатом взаимодействия нескольких сил. Причем при различных внешних условиях, вклад тех или иных воздействий будет отличаться. В применении к ТС часто приходится пользоваться таким понятием как аэродинамика автомобиля. Что это такое – ясно интуитивно, а вот коснуться некоторых подробностей будет, как минимум, просто интересно.

Несколько слов о самом движении

Хотим мы этого или нет, но машине при движении требуется преодолевать противодействие внешней среды. На нее действуют силы тяжести, инерции, сцепления с дорожным полотном, трения сопротивления качения, но для нас сейчас более интересны те из них, которые имеют отношение к аэродинамике. Для автомобиля с этой точки зрения актуальны:

  • сила сопротивления среды;
  • подъемная сила, образованная воздушным потоком;
  • прижимная сила.

Именно их соотношение (равнодействующая) определяет устойчивость, маневренность и экономичность автомобиля на дороге. Величина отмеченных сил во многом зависит от параметров движения. Сопротивление, оказываемое встречным потоком, определяется квадратом скорости и соответствующими коэффициентами. Но характер поведения других сил, обусловленных аэродинамикой, более сложный.

При разгоне и движении ТС, препятствующий этому воздух делится на несколько потоков. Один из них обтекает машину сверху и прижимает ее к дороге. Другой проходит под днищем, по закону Бернулли он является более плотным и приподнимает машину, а остальные обтекают ее с боков.

Это самое краткое и минимальное описание сил аэродинамики. Как пример можно привести их распределение, действующих на автомобиль при определенной скорости в зависимости от формы машины и наличия внешних элементов.

Простое сравнение результатов показывает, что даже минимальное улучшение, такое как изменение формы кузова и использование внешних элементов (спойлеров), приводит к тому, что аэродинамика автомобиля может поменяться самым кардинальным образом. Но относиться к этому надо достаточно осторожно, и вряд ли целесообразно экспериментировать самому.

Немного теории

Коэффициент аэродинамического сопротивления автомобиля указывается в величине Cx, обычно она меньше 1. Чем он будет меньше, тем меньше мощностей он будет затрачивать для движения. Так показатель Cx у AUDI A8 — 0.37, Lexus LS 460 — 0.26. Весьма странным может показаться тот факт, что у спорткаров этот показатель значительно выше (Porsche 911 Turbo 997 — 0.31, Bugatti Veyron — 0.42). На самом же деле все довольно просто. Мощные двигатели требуют охлаждения, в том числе и воздушными потоками. Добиться этого можно увеличив площадь радиатора, а значит и поперечное сечение машины.

Улучшение аэродинамики автомобиля

Машина движется в воздушной среде, преодолевая ее сопротивление. Оно во многом определяется формой автомобиля, наличием и конструкцией внешних устройств. Для первых представителей авто, например «жестянка Лиззи», это не имело никакого значения, скорости движения были невелики, и время думать о том, что надо улучшать аэродинамику автомобиля, еще не пришло.

Однако по мере взросления автопрома росли скорости и мощности моторов, так что для дальнейшего развития и совершенствования автомобиля, вопросы, затрагивающие улучшение его аэродинамики, становились все более и более актуальными. Главные цели улучшения аэродинамических показателей — увеличение скоростей и экономия топлива. В таблице показано как меняется сопротивление воздуха в зависимости от скорости.

Первыми с этим столкнулись спортивные машины, именно там стали появляться обтекаемые формы, позволившие снизить сопротивление внешней среды, благодаря чему повысились скорости движения. Надо сразу отметить, что в тот момент именно скоростные характеристики стояли на первом месте, об экономичности речи еще не шло.

Но со временем именно топливная экономичность, вопросы безопасности и управляемости стали решающими. За счет оптимальных форм кузова, а также обтекаемости внешних элементов отделки и дизайна (фар, ручек, решеток и т.д.) удалось поднять скорость движения и повысить топливную эффективность автомобиля.

Как пример – в таблице приведены некоторые данные о влиянии внешних элементов на расход топлива.

Так что со временем улучшение эксплуатационных характеристик автомобиля, стало просто невозможно без учета влияния на них его аэродинамики. И достигается это кропотливым трудом многочисленных специалистов на специальных стендах.

Аэродинамика автомобиля имеет отношение практически ко всему спектру вопросов существования современного ТС. Дело не только в наличии внешних атрибутов, таких как спойлеры, колесные диски или зеркала специальной формы. Во многих случаях аэродинамика играет едва ли не решающую роль в управляемости и безопасности движения. И собираясь улучшать аэродинамику автомобиля самостоятельно, стоит понимать, что этим занимался производитель еще на этапе производства.

znanieavto.ru

Влияние формы кузова на аэродинамику автомобиля

     Статьи на общие темы Об автомобильных чехлахПро противоугонные системыПро свечи зажиганияВыбор щёток стеклоочистителяOбщая презентация нового Symbol

    Аэродинамика автомобиляИстория автомобильной аэродинамикиВзаимодействие автомобилей с воздушной средойВлияние формы кузова на аэродинамикуАэродинамика колеса Аэродинамика подднищевой зоныВнутренняя аэродинамика Аэродинамика конструктивных элементов кузова

Для решения поставленной задачи были проведены параметрические испытания крупномасштабной модели автомобиля в аэродинамической фубе. Модель имела полное геометрическое подобие с натурным автомобилем. Для соблюдения кинематического подобия, параметрические испытания проводились в зоне «автомодельное™», где аэродинамические характеристики модели практически не зависят от числа Рсйнольдса (Re). Методика модельных аэродинамических исследований включала получение опытных данных, устанавливающих влияние каждого из рассмотренных выше параметров кузова на величину коэффициента Сд. модели автомобиля.

Результаты проведенных аэродинамических испытаний представлены ниже в виде графических зависимостей.

На рисунках 6.7 - 6.11 представлены зависимости снижения коэффициента сопротивления Сх модели автомобиля от угла наклона облицовки радиатора, крышки капота, ветрового стекла, радиуса закругления фронтальных кромок капота и удлинения кузова.

Рис. 6.7. Зависимость приращения коэффициента Сх автомобиля от угла наклона облицовки радиатора

Рис. 6.Н. Зависимость приращения коэффициента (автомобиля от угла наклона крышки капота

Рис. 6.11. Зависимость приращения коэффициента Сх автомобиля от его относительного удлинения

Па рисунке 6.12 приведена зависимость коэффициента Сх автомобиля от угла наклона задней панели кузова.

Рис. 6.12. Зависимость коэффициента С, автомобиля от угла наклона задней панели кузова: линия - расчет. точки - эксперимент

Имеющие место на рис. 6.12 характерные точки перегиба кривой, зависимости коэффициента аэродинамического сопротивления от угла наклона задней панели кузова, соответствуют строго зафиксированным значениям угла у лишь тогда, когда переход от крыши к поверхности задней панели выполнен в виде острой кромки (без закругления). Если же этот переход выполнен со округлением радиусом R'k, то переходная область, характеризующаяся пульсирующим изменением положения линии отрыва. перемещающейся с задней кромки крыши на нижнюю кромку задней наклонной панели, ограничивается диапазоном 25° < у < 30°.

Исследование влияния формы прилегающих к задней кромке крыши поверхностей кузова на коэффициент Сх проводилось при неизменном контуре боковины модели автомобиля. Если сопряжение крыши с наклонной задней панель кузова выполнено в виде острой кромки, то линия отрыва потока располагается выше разъема задней двери, но при этом не сопровождается заметным изменением коэффициента Сх. При сильном закруглении задней кромки крыши линия отрыва потока смешается назад и коэффициент С, уменьшается на 9%. Снижение коэффициента Сх можно объяснить увеличением базового давления в вихревом следе за моделью автомобиля.

Рис. 6.13. Зависимость снижения коэффициента С \ ивтомоонля от степени заужения кормовой части кузова: Вк; в - исходная ширина кузова и величина его заужения

На рисунке 6.13 показана зависимость снижения коэффициента С, автомобиля от степени заужения кормовой части кузова. Видно, что за счет уменьшения длины спутного следа за автомобилем наблюдается заметное снижение его аэродинамического сопротивления.

Как показали испытания, аэродинамическое сопротивление модели автомобиля с плоским днищем от угла тангажа кузова, наличие отрицательного тангажа позволяет увеличить скорость потока в подднищевой зоне, что приведет к снижению давления на днище и уменьшению подъемной силы (индуктивного сопротивления). а следоввательно, аэродинамическог сопротивления. Наклон модели (отрицательный тангаж) на 1° снижает аэродинамическое сопротивление модели на 4% (рис. 6.14).

Рис. 6.14. Зависимость снижения коэффициента Сх модели автомобиля от угла тангажа кузова

Дополнительно была испытана модель легкового автомобиля с плоским днищем при различной величине дорожного просвета. Испытания при различной величине дорожного просвета показали, что уменьшение его до определенного значения снижает коэффициент Сs модели. Это связано со снижением расхо-

Рис. 6.16. Возможности снижения коэффициента С, легкового автомобиля за счет совершенствования формы кузова

Несмотря на заметные успехи в области теоретической аэродинамики и прикладной математики, чисто расчетное определение достоверных значений аэродинамических коэффициентов применительно к автотранспортным средствам пока еще существенно затруднено в физическом и математическом аспектах этой проблемы, в том числе из-за недостаточно высокого уровня развития отечественной вычислительной техники, а разработка самих численных методов находится в стадии развития. В настоящее время посредством решения краевых задач либо на основе точных уравнений движения вязкой жидкости, либо на основе приближенных уравнений, полученных из точных путем исключения групп отдельных слагаемых, может быть аналитически изучен лишь ряд случаев ламинарного обтекания тела в полном объеме. Что касается турбулентного обтекания, а именно оно типично для АТС, то существующие теории турбулентности в данный момент не позволяют описать характер течения в отдельных зонах посредством краевых задач на основе каких либо дифференциальных уравнений.

В связи с изложенным основным методом аэродинамического проектирования автомобиля до сих пор остаются экспериментальные исследования в аэродинамических трубах путем постановки мпогофакторного эксперимента с использованием математического метода его планирования и последующей аппроксимацией полученных результатов. Это направление аэродинамических исследований обеспечивает достаточно высокую точность в сочетании с возможностью объяснения физической сущности характера влияния конструктивных параметров кузова на обтекаемость автомобиля. Необходимо отметить, что особенно сложный характер носит обтекание головной и кормовой части автомобиля, а также его подднищевой зоны и подкапотного пространства. Поэтому здесь не могут быть использованы численные методы, используемые в авиационной аэродинамике, а также применяемая для аналитического описания обтекаемости скоростных железнодорожных поездов известная полуэмпирическая теория турбулентных течений по пути перемешивания Прандтля. На основное течение воздушного потока вокруг серийного автомобиля частичные пульсационные движения потока

В таблице 6.1 приведены расчетные формулы, связывающие приращение коэффициента Сх автомобиля с представленными на рис. 6.17 параметрами кузова.

Рис. 6.17. Основные конструктивные и установочные параметры кузова, влияющие на обтекаемость автомобиля: S. ф, у, 1|/ - углы наклона облицовки радиатора, крышки капота, ветрового и заднего стекол; RK. - радиусы закругления фронтальных кромок капота и крыши; , h - угол тангажа кузова и расстояние его от днища до дороги; Ь, /з - величина заужения кузова и его длина; L,„ Иа, На - длина, ширина и высота автомобиля

Таблица 6.1

Взаимосвязь аэродинамического сопротивления автомобиля _с конструктивными параметрами кузова_

увеличения сопротивления по сравнению с сопротивлением гладкой пластины. Понятие допустимой высоты шероховатости весьма важно с практической точки зрения, гак как позволяет' определить, к какой степени гладкости кузова скоростного автомобиля следует стремиться при его технологической обработке с целью уменьшения сопротивления трения. Значение допустимой величины шероховатости для плоской пластины может быть определено посредством следующей формулы:

Рис. 6.18. Предельные величины шероховатости поверхности модели, при которых не происходит увеличение ее аэродинамического сопротивления: А - зона отсутствия влияния шероховатости поверхности; Б - зона частичного влияния шероховатости поверхности: В - зона значительного влияния шероховатости поверхности

противления автомобиля: сопротивления формы, сопротивления внутренних потоков, индуктивного сопротивления и дополнительного сопротивления выступающих на поверхности кузова мелких деталей.

Таблица 6.2

Коэффициент

Модель автомобиля

Фирма-изготовитель

аэродинамического

сопротивления С*

Eltec

Ford. США

0,315

Junior

Opel. ФРГ

0,310

Auto-2000

Audi. ФРГ

0.285

Topolino

Fiat, Италия

0,280

Mersedes-Benz-2000

Deimler-Benz, ФРГ

0.280

V.E.S.T.A.

Renault, Франция

0,250

X 1/75

Fiat, Италия,

0,250

VW Auto-2000

Volkswaqen, ФРГ

0.250

ECV-3

British Leyland,

0,250

Великобритания

LCP

Volvo. Швеция

0,250

NX-21

Nissan, Япония

0,250

ORCA

Ital Design. Италия

0.245

Tech-I

Opel. ФРГ

0,240

EVE

Renault, Франция

0,239

Aero-2000

General Motors, США

0,230

Unicar

Технические Вузы, ФРГ

0,226

EVE Plus

Renault, Франция

0,225

Probe-Ill

Ford, США

0,220

MX-02

Mazda, Япония

0,220

V.E.R.A. Plus

Peuqeot. Франция

0.220

ECO-2000

Citroen, Франция

0.210

Eole

Citroen, Франция

0,190

V.E.S.T.A. 2

Renault, Франция

0.190

Probe-IV

Ford, США

0.150

Aero-2002

General Motors, США

0,210

НАМИ-0284 «Дебют-

ГНЦ РФ «НАМИ»,

0,210

Россия

Probe-V

Ford, США

0,137

Apollo

Renault, Франция

0,130

Основной составляющей аэродинамического сопротивления автомобиля является сопротивление формы. Форма автомобиля определяет величину и месторасположение зон повышенного и пониженного давлений, а также источников вихреобразования при взаимодействии его с потоком воздуха. На образование вихкало заднего вида располагается в длинном обтекаемом кожухе, в нижней части которого находится дефлектор воздуха, препятствующий завихрению воздуха за зеркалом, что дополнительно снижает коэффициент обтекаемости автомобиля.

Представляет интерес разработанный концерном «Форд» (США) прототип высокообтекаемого легкового автомобиля с четырехместным кузовом типа «седан», имеющим каплеобразную форму кузова со срезанной задней частью; полностью закрытую для проникновения воздушных потоков переднюю часть автомобиля; забор воздуха к двигателю и системе вентиляции кузова на верхней панели капота перед ветровым стеклом. Радиатор и конденсатор кондиционера размещены сразу за задними колесами, воздух к ним засасывается сбоку и выбрасывается сзади, при этом упорядочиваются потоки воздуха по бокам автомобиля и уменьшается зона вихреобразований позади него, одновременно выбрасываемый сзади автомобиля воздух заполняет зону срыва потока, отклоняет поток за задним стеклом автомобиля и, как бы удлиняя его, улучшает обтекаемость. Днище автомобиля, включая выпускной трубопровод, перекрыто поддоном. Остекление установленных с большим углом наклона лобового и заднего стекол выполнено заподлицо с кузовом; боковые стекла жестко закреплены, опускается лишь их нижняя часть с образованием проема не более 100 мм. Перекрыты передние и задние колеса, при этом проемы перед колес перекрыты специальными эластичными мембранами разработанными фирмой «Гудьир», позволяющими производить поворот колес без появления турбулентности при их обтекании, а сами колеса заключены в жесткие кожухи и снабжены гладкими накладными аэродинамическими дисками, спереди и сзади колес на кузове имеются обтекатели, рисунок протектора шин выбран с наименьшими аэродинамическими потерями. Передний и задний бамперы отсутствуют; места соединения и касания панелей капота и дверей с кузовом тщательно герметизированы; устранены все выступающие элементы конструкции с поверхности кузова, включая смонтированные заподлицо с передними крыльями выдвигающиеся фары. Все перечисленные мероприятия позволили снизить значение коэффициента обтекаемости этого автомобиля до 0,15 (рис. 6.19).

Риc. 6.19. Обтекаемый автомобиль «Ford Probe-IV», С, = 0,15

Из числа разработанных в последнее время экспериментальных легковых автомобилей малого класса с совершенными аэродинамическими качествами следует остановиться на модели «ЕСО-2000» фирмы «Сизросн». Особое внимание при разработке автомобиля «ЕСО-2000» было обращено, учитывая его малую длину и трудности снижения коэффициента об текаемости за счет формы кузова, на отработку мероприятий по снижению других составляющих аэродинамического сопротивления: индуктивного, внутреннего и дополнительного. Кузов автомобиля «ЕСО-2000» - однообъемный с покатой к задней части крышей. Кривизна крыши выбрана на основании специальных аэродинамических исследований по ее отработке. Передняя часть автомобиля предельно уплотнена и герметизирована. Забор воздуха для системы охлаждения двигателя производится с помощью специальных щитков, установленных в подднищевой зоне автомобиля. Днище автомобиля гладкое. При габаршиых размерах 3,494x1.484x1,266 м автомобиль «ЕСО-2000» имеет лобовую площадь 1,53 м и снаряженную массу 480 кг с распределением ее по осям: передняя - 320 кг (66%) и задняя - 160 кг (34%). В конструкцию автомобиля заложено отрицательное тангажирование, что в совокупности с оптимизированным дорожным просветом, позволило существенно снизить аэродинамическое сопротивление автомобиля «ЕСО-2000». Для обеспечения оптимального дорожного просвета и угла тангажа автомобиля в зависимости от нагрузки и режимов движения. на нем применена гидропневматическая подвеска с электронным управлением, позволяющая регулировать угловое и вертикальное перемещение кузова относительно поверхности дороги.

Отечественные автозаводы также ведут работы по улучшению обтекаемости легковых автомобилей. На рис. 6.20 показано снижение коэффициента Сх наших легковых автомобилей.

На рис. 6.21 показано изменение формы кузова автомобилей ГАЗ в направлении улучшения их обтекаемости. На рис. 6.22 представлен разработанный при участии автора легковой автомобиль «НАМИ-Дебют» с обтекаемым кузовом (С,-= 0,25).

С,

Рис. 6.20. Снижение коэффициента (отечественных легковых автомобилей

Рис. 6.21. Этапы формообразования и классической компоновки кузова легковых автомобилей ГАЗ в направлении улучшения их обтекаемости: а) ГАЗ-А; б) ГАЗ-MI; в) ГАЗ-М20' г) ГАЗ-21: д) ГАЗ-24; е) ГАЗ-З! 10; ж) ГАЗ-ЗЮ4; у) ГАЗ-З! 11

Рис. 6.22. Автомобиль « НАМИ-Дебют » с обтекаемым кузовом

Аэродинамическое сопротивление автомобиля, определяемое главным образом степенью обтекаемости кузова, зависит также от других элементов конструкции. В табл. 6.3 показана упрощенная схема формообразования автомобиля па базе трехобъемного кузова путем дополнения его типичными конструктивными элементами и соответствующее приращение коэффициента С,.

Представляет научный и практический интерес приведенная ниже графическая интерпретация рассмотренных выше рекомендаций по улучшению обтекаемости кузова и его элементов, с использованием результатов физических исследований, выполненных в аэродинамической трубе НИИ механики МГУ. Критерием оценки уровня обтекаемости кузова являлись эпюры скорости воздушного потока у поверхности обдувавшейся модели, которые были получены посредством термоанемометра «DISA».

На рисунке 6.23 показаны основные приемы аэродинамической оптимизации передней части трехобъемного кузова, которые практически одинаковы с двухобъемным кузовом. Прямоугольное исполнение капота приводит к торможению натекающего воздушного потока и отрыву его за острой фронтальной кромкой и резкому увеличению скорости, о чем свидетельствует всплеск скоростной эпюры.

Основными приемами аэродинамической оптимизации передней части кузова являются: увеличение углов наклона панели облицовки радиатора и крышки капота в сочетании с закруглением их фронтальных кромок. При этом, как показывает эпюра скорости обтекающего эту зону кузова воздушного потока, удается практически устранить наблюдавшееся ранее его местное ускорение и отрывные течения (см. верхнюю часть рис. 6.23).

Таблица 6.3

Схема формообразования автомобиля с трехобъемным кузовом

№ п/п

Этапы формообразования автомобиля

Описание этапа формообразования

Значение коэффициента

Сх

1

Идеально обтекаемое тело вблизи «земли»

0,10

2

Обтекаемое тело заданного объема

0,22

3

Базовое тело понтонной формы

0,24

4

Остов кузова

0,26

5

По п. 4 с колесными нишами

0,30

6

По п. 5 с добавлением колес

0,34

7

По п. 6 с имитацией днища

0,39

8

По п. 7 с дополнительными элементами на кузове

0,43

9

По п. 8 с перетеканием потока в подкапотном пространстве

0,46

торая отрицательно влияет на показатели устойчивости и управляемости. Аэродинамическая оптимизация носовой части обеспечивает оптимальное ее обтекание, исключающее возникновение подъемной силы на передней оси автомобиля.

Рис. 6.23. Основные приемы аэродинамической оптимизации передней части трехобъемного кузова: V, - скорость свободно натекающего потока; Vk - скорость потока, обтекающего поверхность кузова; О - точка торможения потока

Рис. 6.24. Основные приемы аэродинамической оптимизации средней и кормовой части трехобъемного кузова: V, - скорость свободно натекающего потока; V* - скорость потока, обтекающего поверхность кузова; 0 - точка торможения потока

Рис. 6.26. Основные приемы аэродинамической оптимизации кормовой части двухобъемного кузова: 1,2 - задняя кромка крыши не закруглена и закруглена радиусом R; Нсф, Нсс - высота спутной струи за автомобилем с кузовами «фастбек» и «сквайбек»

Рис. 6.28. Влияние расположения кузова на характер поля скоростей в подднищевой зоне автомобиля: V0 - торможение потока в подднищевой зоне; hf, - дорожный просвет автомобиля; Pz., - подъемная сила на задней оси

Рис. 6.29. Конструктивные мероприятия по устранению перетекании в зоне переднего и заднего бамперов автомобиля: У- уплотнения

Рис. 6.30. Однообьемныи кузов и эпюра изменения скорости обтекающего его воздушного потока

На аэродинамику кузова оказывает влияние определяемый его угловым и вертикальным расположением относительно поверхности дороги характер потока под автомобилем (рис. 6.28). При неправильной - с положительным (а > 0) углом тангенса - установке

кузова таким образом, что минимальный дорожный просвет приходится на заднюю ось, наблюдается интенсивное торможение потока в кормовой части подднищевой зоны, вызывающее повышение аэродинамического сопротивления автомобиля и действующей на задок подъемной силы. Размещение кузова горизонтально относительно поверхности дороги с увеличенным дорожным просветом делает эпюру торможения скорости равномерной и несколько улучшает характер протекания потока в подднищевой зоне автомобиля. Однако наиболее правильным для обеспечения оптимального течения потока под автомобилем является расположение кузова с отрицательным (а < 0) углом тангенса и минимальным дорожным просветом в зоне за передней осью в сочетании с применением плоского днища. В этом случае благодаря известному эффекту Вентурри происходит ускорение потока к кормовой части с соответствующим уменьшением давления на него. Величина отрицательного угла тангажа кузова при проектировании современных автомобилей составляет а = -1° -г -2°. Оптимальная с точки зрения получения минимального коэффициента Сх величина относительного дорожного просвета находится в пределах 0,10 </г///„<0,12.

Заметное влияние на обтекаемость кузова оказывают местные перетекания воздушного потока из зон повышенного давления в зоны пониженного. Г лавной причиной таких перетеканий является недостаточное уплотнение по периметру облицовки радиатора, дверей, крышек капота и багажника. Местные перетекания наблюдаются также в зонах переднего и заднего бамперов. Для устранения местных перетеканий повышают степень уплотнения панелей в местах стыка и прилегания их к кузову, а также устанавливают специальные уплотнения, как это показано на рис. 6.29.

Рассмотренные ранее конструктивные предпосылки для безотрывного обтекания элементов кузова трехобъемного и двухобъемного типа полностью реализуются в аэродинамически оптимизированном однообъемном кузове, что подтверждается эпюрой скорости обтекающего его воздушного потока (рис. 6.30). Такая форма и установка кузова, дополненные плоским днищем с конфузорным эффектом, обеспечивают автомобилю наилучшие аэродинамические характеристики, и в первую тановка переднего спойлера оказывает определенное влияние на характер протекания внутренних потоков и охлаждение двигателя и его агрегатов, поскольку при этом меняются условия забора воздуха в подкапотное пространство автомобиля.

11а рисунке 6.32 приведены зависимости коэффициентов аэродинамического сопротивления и подъемной силы автомобиля от угла атаки переднего спойлера. На рис. 6.33 показаны зависимости этих коэффициентов от угла атаки заднего спойлера.

Таблица 6.4

Навесные аэродинамические элементы, рекомендуемые _для установки на легковых автомобилях_

№ п/п

Зона установки аэродинамических элементов на автомобиле

Наименование аэродинамического элемента

Эффект, обеспечиваемый данным аэродинамическим элементом

Достигаемое снижение коэффициентов

Сх, %

с2, %

1

2

3

4

5

6

1

Передний бампер

Передний спойлер

Снижение расхода воздуха под автомобилей, частичное исключение взаимодействия потока с деталями днища и ходовой части, уменьшение подъемной силы на передней оси

3-г4

10-г25

2

Нижний обтекатель

Упорядочение воздушных потоков под автомобилем, исключение их взаимодействия с деталями ходовой части и трансмиссии, понижение давления на днище

•I-

ON

3-г4

3

Крышка капота

Верхний дефлектор

Частичное или полное устранение зоны торможения потока и его отрыва от фронтальных кромок крыши, уменьшение давление на лобовое стекло

5-г 7

7-г8

Продолжение таблицы 6.4

1

2

3

4

5

6

4

Задняя панель кузова

Задней спойлер

Частичное или полное устранение рождения на задней панели кузова и спутного следа за автомобилем, уменьшение подъемной силы на его задней оси, снижение загрязняемости заднего стекла

•I-

-J

15-г 35

5

Задний аэродинамический закрылок

2-гЗ

4-

•I-

'v-Л

6

Днище кузова

Нижний обтекатель моторного отсека

Улучшение обтекаемости днища за счет сдува пограничного слоя, уменьшение гидравлических потерь и увеличение скорости потока в подднищевой зоне

3-г4

6-г7

7

Плоские поддоны днища

З-т-5

6-г8

8

Колеса

Обтекаемые колпаки

Улучшение обтекаемости колес и уменьшение присоединенной массы воздуха

1-г2

2-гЗ

Рис. 6.31. Схема установки рекомендуемых навесных элементов: 1 - передний спойлер; 2 - передний интегральный бампер; 3 - верхний передний дефлектор; 4 - задний аэродинамический закрылок; 5 - задний спойлер; 6 - нижний обтекатель моторного отсека; 7 - плоские поддоны на днище; Н - обтекаемые колпаки на колесах

Основными направлениями и приемами совершенствования аэродинамики легковых автомобилей являются следующие:

- оптимизация контурного фактора за счет снижения удельного веса отрывных течений, в первую очередь путем увеличения углов наклона облицовки радиатора, крышки капота, лобового стекла и радиусов закругления фронтальных кромок кузова;

- придание передку автомобиля и его ветровому стеклу цилиндричпости в плане;

-устранение с поверхности кузова всех выступающих элементов конструкции или их тщательная аэродинамическая обработка, в том числе выполненного заподлицо с кузовом остекления, устранение водостоков и т.д.;

- создание кузовов каплеобразной формы с безотрывным обтеканием;

- разработка систем организованного и дозированного забора и выброса воздуха для охлаждения радиатора и двигателя, а также вентиляции и охлаждения салона;

- применение гладкого днища с организацией безвихревого протекания воздушных потоков в под зоне;

-установка кузова с отрицательным углом тангажа в сочетании с оптимальным дорожным просветом ре1улируемым в зависимости от условий движения автомобиля;

-тщательная герметизация мест соединения и касания панелей капота, дверей, крыши багажника с кузовом;

- оптимизация формы переднего буфера с переходом его в нижнюю панель и облицовку радиатора в совокупности с применением небольшого по высоте переднего спойлера;

- использование задних спойлеров;

-установка специальных аэродинамических колпаков на колесах и частичное перекрытие задних колес;

- разработка и применение специальных конструктивных элементов и решений по снижению загрязненности, а также уровня аэродинамического шума автомобилей.

Возможности снижения аэродинамического сопротивления автобусов, учитывая их значительные лобовые площади, в сравнении с легковыми автомобилями существенно ниже. Основными направлениями работ по снижению аэродинамических потерь и улучшению обтекаемости междугородных автобусов являются: отработка их носовой части с увеличением радиусов перехода лобовой панели в боковые и крышу; устранение с лобовой панели зон забора воздуха для охлаждения двигателя, а также источников дополнительного сопротивления; повышение степени гладкости кузова с применением установленных заподлицо с ним приклеиваемых стекол; улучшение протекания потоков в подднищевой зоне путем тщательной отработки днища в сочетании с оптимизацией дорожного просвета и установкой кузова с отрицательным тангажом.

Среди всех конструктивных факторов, влияющих на аэродинамическое сопротивление автобусов, определяющим является форма лобовой части кузова в сочетании, как уже отмечалось, с величиной радиусов перехода лобовой панели в боковые и крышу.

На рисунке 6.34 показаны силуэты междугородных автобусов различной формы, характер их обтекания воздушным потоком и соответствующие им значения коэффициента обтекаемости. Видно, что по сравнению с прямоугольной формой автобус со скругленной верхней кромкой, а тем более с оптимизированной лобовой частью, существенно лучше взаимодействует со встречным потоком, имея при этом на 28 и 60% меньшие значения коэффициента Сх. Существенное улучшение обтекаемости обеспечивает закругление фронтальных кромок кузова.

На рисунке 6.35 приведены зависимости снижения коэффициента С, от отношения радиуса закругления передних верхней и боковых кромок кузова к ширине автобуса. Приведенные зависимости позволяют установить, что оптимальными, с точки зрения снижения аэродинамического сопротивления автобуса, являются соотношения:

для верхней кромки 0,04 < RB1K /В„ < 0.08;

для боковых кромок 0,06 < R0jK /В„ < 0,10.

Рис. 6.34. Влияние формы кузова на обтекаемость и аэродинамическое

сопротивление автобуса: а - прямоугольный с острыми кромками; б-с закругленной верхней кромкой; в - с обтекаемой лобовой частью

Рис. 6.35. Зависимость снижения коэффициента Сх модели автобуса от отношения радиуса закругления фронтальных кромок кузова: 1 - верхней; 2 - боковых; 3 - одновременно верхней и боковых; На - ширина автобуса

Обтекаемость легкового автопоезда можно улучшить путем установки лобового обтекателя на автомобиле-тягаче. При установке лобового обтекателя встречный поток воздуха направляется на крышу прицепа, что уменьшает давление воздуха на переднюю стенку прицепа. Применение лобового обтекателя позволяет снизить аэродинамическое сопротивление легкового автопоезда на 25-30%, что эквивалентно уменьшению расхода топлива на 7-8%.

В таблице 6.6 приведены конструктивные и установочные параметры лобовых обтекателей различных легковых автомобилей с прицепами и достигаемая за счет их (обтекателей) установки экономия топлива при скорости движения 80 км/ч. В среднем, по результатам испытаний 9-ти легковых автопоездов, установка лобового обтекателя снижает их расход топлива па 1.8 л/100 км.

Таблица 6.5

Приемы снижения аэродинамического сопротивления за счет __отработки кормовой части автобуса _

Вариант

Испытанная конфигурация модели автобуса

Значение коэффициента С*

Снижение коэффициента Сх

Относительное снижение коэффициента

Сх, %

1

Исходная со скругленными передними кромками

0,360

-

-

2

По вар. 1, со скругленными задними кромками

0,330

0,030

8

3

По вар. 1, со скошенными к корме под углом 5° крышей и боковыми стенами кузова

0,285

0,075

21

4

По вар. 3, с дополнительным скруглением верхней и боковых кромок кузова

0,275

0,085

23

5

По вар. 1, с удлиненными в 2 раза задним скошенным по крыше и боковым стенкам свесом в виде «хвостового киля»

0,225

0.135

37

Рис. 6.37. Влияние формы прицепи па величину коэффициента С, Modem легкового автомобиля с прицепом

reno-symbol.ru

Турбовинтовой самолет в полете

Глава II. Турбовинтовой самолет в полете

Для сохранения постоянным числа М необходимо пропорционально увеличить истинную скорость полета. В результате километровый расход, а следовательно, и дальность полета остаются постоянными, т. е. не зависят от изменения температуры воздуха.

Влияние отбора воздуха от двигателей и аэродинамического сопротивления

При включении отбора воздуха от компрессоров двигателей для противообледенительных устройств самолета мощность двигателей несколько падает. Уменьшится и скорость полета. Падение мощности тем ощутимее, чем больше воздуха отбирается от компрессора двигателя. Для восстановления мощности необходимо повысить режим работы двигателей. При этом километровые и часовые расходы топлива увеличатся, а дальность и продолжительность полета уменьшатся.

Так, например, при включении на одном из четырехдвигательных турбовинтовых самолетов противообледенительного устройства силовых установок, обогреваемых горячим воздухом от компрессоров ТВД, километровые расходы растут, а дальность полета сокращается примерно на 3%. При включении обогрева горячим воздухом передней кромки крыла, а также электрического обогрева хвостового оперения и винтов, питание которого осуществляется от генераторов, установленных на двигателях, дальность и продолжительность полета уменьшатся еще на 2%.

На графике, приведенном на рис. 2.24 (вверху), показана зависимость потребной тяги Рг.п двигателей от скорости полетаV одного и того же самолета при различном аэродинамическом сопротивлении. При увеличении коэффициента аэродинамического сопротивления сcx1 (криваяI) доcx2>cx1 (криваяII) потребная тяга двигателей для полета на постоянной скорости возрастает. При этом с ростом скорости полета сV1 доV2 прирост потребной тяги для поддержания режима полета увеличивается с ∆P1 до ∆P2 т. е. приV2>V1 ∆P2>∆P1. Это увеличение прироста потребной тяги объясняется тем, что аэродинамическое сопротивление самолета или потребная тяга двигателей пропорциональны квадрату скорости полета. Чем больше аэродинамическое сопротивление самолета, тем больше потребная тяга двигателей и расход топлива для полета на заданной скорости.

В некоторых случаях, например при технических неисправностях, возникает необходимость полета самолета с выпущенным шасси. Дополнительное аэродинамическое сопротивление, создаваемое выпущенным шасси, и ограничения по скорости полета (скорость полета с выпущенным шасси значительно меньше крейсерской) приводят к существенному увеличению километровых расходов и соответствующему уменьшению дальности полета. Например, дальность полета современного турбовинтового самолета с выпущенным шасси уменьшается в среднем на 25%.

Аэродинамическое сопротивление самолета в полете зависит также от качества технического обслуживания. Потребная мощность двигателей и расход топлива на заданных высоте и скорости полета находятся в прямой зависимости от аэродинамического сопротивления самолета. Мелкие источники сопротивления могут значительно сократить дальность и продолжительность полета. Аэродинамическое сопротивление особенно увеличивается за счет повышения сопротивления трения в результате небрежного технического обслуживания самолета. При этом повышение аэродинамического сопротивления оказывает

Рис. 2.24. Влияние изменения аэродинамического сопротивления самолета на потребную тягу двигателей и дальность полета (вверху – зависимость потребной тяги двигателей от скорости полета при постоянной высоте и различном аэродинамическом сопротивлении самолета; внизу – уменьшение дальности полета при увеличении аэродинамического сопоротивления самолета и отбора воздуха от двигателей)

существенное влияние на расход топлива не только на максимальных, но и на крейсерских скоростях полета.

Сопротивление трения в значительной степени зависит от состояния пограничного слоя на крыле. При переходе ламинарного слоя в турбулентный местное сопротивление трения увеличивается в несколько раз. При возникновении

42

Глава II. Турбовинтовой самолет в полете

шероховатости на крыле зона перехода ламинарного слоя в турбулентный приближается к передней кромке крыла, расширяя турбулентную зону и увеличивая аэродинамическое сопротивление самолета. Поэтому при обслуживании самолета технический составдолжен стремиться всегда сохранять гладкой обшивку крыла.

Аэродинамическое сопротивление самолета увеличивается также при шелушении и повреждении краски, а также при небрежной окраске крыла и фюзеляжа.

Вследствие неплотного прилегания капотов, створок, лючков и повреждения их уплотнительных прокладок также увеличивается аэродинамическое сопротивление самолета и особенно резко при небрежном ремонте обшивки и нарушении нивелировки самолета при стыковке крыльев и хвостового оперения после ремонта.

При ухудшении обтекаемости самолета в полете приходится поддерживать больший режим двигателей, чем необходимо для заданной скорости. Это вызывает дополнительный расход топлива.

На расход топлива в полете может также весьма существенно повлиять качество регулировки командно-топливныхагрегатов двигателей. После замены или регулировкикомандно-топливныхагрегатов необходимо проверить на земле и в полете расходы топлива каждым двигателем и добиться, чтобы на каждом из режимов работы все двигатели расходовали одинаковое количество топлива.

Если летчик заметил, что расход топлива в полете больше нормального, то, вернувшись из полета, он обязан доложить об этом для устранения причины, вызвавшей завышенные расходы топлива.

Дальность и продолжительность полета при отказе двигателей

Современные четырехдвигательные турбовинтовые самолеты позволяют продолжать горизонтальный полет при отказе одного и двух двигателей. При этом винты неработающих двигателей должны быть введены во флюгерное положение.

Если высота полета меньше практического потолка для данного полетного веса, то на четырехдвигательном самолете при отказе одного двигателя и флюгировании его воздушного винта крейсерский полет следует продолжать на высоте, несколько меньшей той, на которой отказал двигатель. Так, например, при отказе одного двигателя на одном из турбовинтовых самолетов на высоте 8000 м при полетном весе 59т целесообразно продолжать крейсерский полет на высоте 7000м без изменения истинной крейсерской скорости. При этом километровый расход топлива увеличится с 3,72 до 3,81кГ/км, а часовой — с 2050 до 2100кГ/час, т. е. несколько больше, чем на 2%. Соответственно повышению километровых и часовых расходов уменьшатся дальность и продолжительность полета.

Если двигатель отказал на высоте менее 7000 м и полет продолжать на этой высоте можно, это значит, что и при трех работающих двигателях самолет сможет преодолеть дальность, рассчитанную для четырех двигателей.

Современный четырехдвитательный турбовинтовой самолет может продолжать горизонтальный полет и при двух выключенных двигателях и зафлюгированных винтах при полетном весе, рассчитанном на четыре работающих двигателя, но на значительно меньших высотах. При этом километровые расходы значительно увеличатся, а дальность полета уменьшится. Так, например, при отказе двух двигателей на турбовинтовом самолете с полетным весом 59 г на высоте 8000 м для достижения максимальной дальности рекомендуется снизиться до высоты 2500м. На этой высоте километровый расход составляет 4,6кГ/см, т. е. на 26% больше,

чем на исходной высоте 8000 м, пропорционально уменьшится и дальность полета. Часовой же расход топлива уменьшится с 2050 до 1950кГ/час, или на 5%, т. е. продолжительность полета практически не изменится. Снижение часового расхода происходит в результате выключения двух двигателей и уменьшения скорости полета менее крейсерской.

Полет «по потолкам»

Максимальная дальность на турбовинтовом самолете достигается при полете на высотах, близких к практическому потолку, который при прочих равных условиях определяется полетным весом самолета.

Так как вес самолета в полете уменьшается, то практический потолок самолета увеличивается, километровый расход топлива уменьшается пропорционально полетному весу. Таким образом, по мере выгорания топлива возможно постоянно увеличивать высоту полета и уменьшать километровые расходы топлива, что в конечном итоге увеличивает практическую дальность полета.

Полет с постепенным набором высоты для достижения минимальных километровых расходов топлива и максимальной дальности называется полетом «по потолкам» (рис 2.25).

Какую выгоду приносит полет «по потолкам» не только в обычных условиях, но даже и при отказах, рассмотрим на примере четырехдвигательного турбовинтового самолета с отказавшим одним двигателем на высоте полета 7000 м. По мере выгорания топчива самолет будет постепенно набирать высоту с вертикальной скоростью 250м за 1час полета. Если при полетном весе 59т после отказа двигателя на высоте 7000м и крейсерской скорости километровый расход топлива составляет 3,81кГ/км, то после 6час полета, когда самолет достигнет высоты 8500м и его полетный вес уменьшится, километровый расход топлива

Рис. 2.24. Увеличение дальности при полете по потолкам

44

Глава II. Турбовинтовой самолет в полете

снизится до 3,15 кГ/км а средний километровый расход составит 3,48кГ/км. Если же самолет продолжал бы полет без набора высоты, то через 6час полета его километровый расход составил бы 3,38кГ/км, а средний километровый расход был бы равен 3,60кГ/км. В этом случае при полете «по потолкам» километровые расходы на 3% меньше, чем при горизонтальном полете. При полете «по потолкам» в течение 6час с истинной скоростью 550км/час дальность увеличивается примерно на 120км в сравнении с горизонтальным полетом при тех же условиях. Полет «по потолкам» выгоден и при нормальной работе всех двигателей, но выполнять его рекомендуется на высотах ниже практического потолка на 500 — 600м.

Естественно, что полет «по потолкам» может быть осуществлен в обстановке, позволяющей выполнять такой полет.

Увеличение расхода топлива при полете в строю

При полете в строю расход топлива увеличивается по сравнению с расходом топлива одиночным самолетом. Это происходит по различным причинам. Главные из них — необходимость выдерживать свое место в строю и повышенный расход топлива при маневрировании группы самолетов.

Самолеты при полете в строю не могут выдерживать одинаковую скорость. Время от времени ведомые вынуждены рычагами управления двигателями уменьшать или увеличивать подачу топлива, чтобы сохранить свое место в строю. Поэтому на ведомом самолете расход топлива всегда больше, чем. на ведущем.

Практика эксплуатации турбовинтовых двигателей показывает, что расход топлива при работе двигателей на уменьшенном режиме не может компенсировать расход топлива на повышенном режиме. Эту особенность полета строем всегда нужноучитывать, особенно при дальних перелетах.

Для предупреждения перерасхода топлива ведомыми ведущий должен точно выдерживать заданную скорость полета, а ведомые должны плавно, без резких перемещений рычагов управления двигателями, изменять скорость полета.

На расход топлива ведомыми самолетами существенное влияние оказывает плотность строя. Чем больше рассредоточены самолеты по фронту и в глубину, тем меньше колебания скорости полета ведущего самолета влияют на расход топлива ведомых самолетов.

Значительно отличаются расходы топлива на ведомых самолетах при сборе и роспуске группы самолетов в районе аэродрома, особенно в сложных метеорологических условиях, а также при маневре строем. При развороте колонны самолетов внешние ведомые самолеты вынуждены летать по большему радиусу и на большей скорости, чем ведущие.

При этом скорость внешних ведомых самолетов должна быть тем больше, чем больше радиус разворота. Для увеличения скорости необходимо повысить мощность двигателей, т. е. увеличить расход топлива. Время же разворота колонны самолетов довольно велико — 20 – 30 мин. Поэтому для равномерного расхода топлива у правых и левых ведомых рекомендуется при прокладке маршрута полета по возможности чередовать правые и левые развороты.

При полете турбовинтовых самолетов строем практическая дальность примерно на 5 — 7% меньше, чем у одиночного самолета. Кроме того, на дальность полета строя самолетов влияет высота практического потолка полета. Строй самолетов не может лететь на такой же предельной высоте, как одиночный самолет. Если полет осуществляется на высоте, близкой к практическому потолку одиночного

самолета, то дальность полета самолетов строем будет меньше дальности одиночного самолета.

На сокращение дальности полета некоторое влияние может оказать снижение наивыгоднейшей скороподъемности при полете строем, в результате чего увеличиваются время набора заданного эшелона полета и расход топлива. Однако при наборе высоты на маршруте снижение скороподъемности незначительно уменьшает дальность полета.

ПРАКТИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА

В период летных испытаний самолета подбираются наивыгоднейшие режимы полета и работы двигателя, обеспечивающие максимальную дальность и продолжительность полета. Расход топлива замеряют с помощью объемных счетчиков топлива с точностью до 1—2%,затем расходы топлива проверяются в длительных контрольных полетах на дальность и продолжительность. Такие полеты проводят по выбранному протарированному маршруту. Часовые и километровые расходы, определенные при испытаниях, приводятся к стандартным условиям. На основании этих испытаний составляются инструкции по расчету дальности и продолжительности полета.

Практический расчет дальности полета состоит из нескольких последовательных этапов. Прежде всего необходимо в соответствии с полученным заданием определить профиль полета — простой или переменный. Профиль считается простым, если самолет набирает заданную высоту, совершает на ней полет до заданного пункта, а затем снижается и производит посадку, и переменным, если высота полета в пути меняется один или несколько раз (рис. 2.26). Затем профиль полета следует разбить на участки, каждый из которых соответствует определенной высоте полета. На рисунке профиль полета имеет два участка: первый участок соответствует полету на высоте Н1 второй — на высотеН2. Далее устанавливается скорость полета для каждого горизонтального участка пути.

Рис. 2.26. К расчету дальности полета

46

Глава II. Турбовинтовой самолет в полете

Как правило, при полете на максимальную дальность скорость полета должна соответствовать крейсерской скорости.

По табличным данным, приведенным в инструкции, определяют расход топлива на земле, на взлет и посадку, набор и снижение. Километровый и часовой расходы топлива для первого и второго горизонтальных участков определяют по среднему полетному весу Gср, равному половине суммы полетных весов самолета в началеGн и конце участкаGк:

Gср

=

Gн+ Gк

 

 

(2.20)

 

 

 

 

 

2

 

 

 

 

или

 

 

 

 

 

 

 

G

= G −

Qуч

,

(2.2I)

 

ср

 

н

2

 

 

 

 

 

 

 

где Qуч — вес топлива, расходуемого на горизонтальном участке пути.

Зная длину горизонтального участка пути и километровый расход топлива, легко определить необходимый запас топлива.

Просуммировав расход топлива в полете и на земле и потребный запас топлива, получают количество топлива, необходимое для выполнения задания.

Время взлета, набора, снижения и посадки приводится в инструкции; время полета на горизонтальном участке пути рассчитывают по заданной истинной скорости полета. Продолжительность полета равна сумме времени горизонтального полета, взлета, набора, снижения и посадки.

При расчете дальности полета следует учитывать, что в некоторых случаях набор высоты и снижение могут производиться не по маршруту, как показано на рис. 2.26, а над «точкой», т. е. над аэродромом вылета или прилета. В этом случае дальность полета уменьшится на величину горизонтальной проекции наклонного участка полета.

При расчете дальности и продолжительности полета необходимо также иметь в виду, что в результате технологических отклонений, допущенных в производстве или при ремонте, а также при регулировке топливных агрегатов турбовинтовых двигателей, различные самолеты одного и того же типа могут расходовать разное количество топлива.

3. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ

ОСОБЕННОСТИ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

Способность самолета самостоятельно возвращаться к исходному режиму полета, т. е. восстанавливать равновесие сил после устранения возмущения, нарушившего равновесие самолета, называется устойчивостью самолета. Равновесие сил, действующих на самолет в полете, может быть нарушено при полете в неспокойной атмосфере, в результате изменения положения центра тяжести самолета при выработке топлива, непроизвольного перемещения летчиком рулей управления самолетом, изменения режима работы двигателей и другими причинами.

Современные турбовинтовые самолеты обладают достаточной устойчивостью. При случайном изменении положения самолета в воздушном потоке, например, вследствие порыва ветра, такой самолет самостоятельно, без вмешательства летчика возвращается к исходному режиму полета после нескольких колебаний. Устойчивый самолёт подобен игрушке «неваляшке», обладающей способностью возвращаться в первоначальное вертикальное положение после нескольких затухающих колебаний.

Управляемостью самолета называется способность самолета изменять режим полета при отклонении рулей. Управляемость оценивается реакцией самолета на отклонение органов управления, величиной усилий, прилагаемых к ним, а также потребным отклонением (расходом) рулей.

Турбовинтовые двигатели оказывают существенное влияние на характер и величину сил, действующих на самолет в полете {рис. 2.27). При изменении тяги воздушного винта изменяется продольный момент самолета, возникает момент от силы реакции при повороте воздушной струи на входе в двигатель, появляется момент от поперечных сил на винте при косой его обдувке, изменяется подъемная сила крыла при изменении интенсивности обдувки крыла самолета воздушными винтами, увеличиваются скорость обдува и скос потока на хвостовом оперении. Так как ось двигателя не проходит через центр тяжести самолета, то на самолет действует момент М0 от силы тяги, который равен произведению силы тяги винтаР0 на расстояниеу между осью двигателя и центром тяжести самолета, т. е.

На многодвигательном самолете будет действовать суммарный момент от суммы тяги винтов вcex двигателей. Момент от силы тяги значителен по величине. На самолетах с высоким расположением крыла (рис. 2.27) от силы тяги винтов возникает пикирующий момент, а на самолетах с низким расположением крыла, — как правило, кабрирующий момент. Так, например, на турбовинтовых самолетах с высоким расположением крыла в режиме набора для уравновешивания пикирующего момента от тяги винтов необходимо отклонить руль высоты вверх.

При уменьшении скорости полета и увеличении угла атаки крыла α увеличивается уголθ между осью двигателя и направлением набегающего воздушного потока (его скорость обозначенаV0). При этом происходит так называемая косая обдувка винта, вследствие чего в плоскости вращения винта

Глава II. Турбовинтовой самолет в полете

Рис. 2.27. Силы и моменты, действующие на самолет от работы турбовинтового двигателя в полете

возникает поперечная сила Рп. Поперечная сила возрастает с увеличением углаθ и создает кабрирующий моментМп, равный произведению поперечной силыРп на расстояниех от плоскости вращения винта до центра тяжести самолета,т. е.

Поперечная сила Рп пропорциональна диаметру и количеству винтов на самолете.

Момент Мс относительно оси двигателя от силы реакции, возникающий при закручивании воздушной струи на входе в турбовинтовой двигатель, прямо пропорционален весовому расходу воздуха через двигатель (или развиваемой двигателем мощности на заданном режиме работы), количеству двигателей, расстоянию от центра тяжести самолета до входа в двигатель и обратно пропорционален плотности воздуха и скорости полета. При увеличении режима работы двигателей и уменьшении высоты полета моментМс увеличивается.

В результате действия воздушной струи, отбрасываемой винтом, скорость обтекания участка крыла за винтом больше скорости полета V0 Скорость отбрасывания воздуха, проходящего через ометаемую винтом плоскость, зависит главным образом от скорости полета, диаметра и тяги винта. Так как диаметр винта, установленного на самолете, постоянный, то скорость отбрасывания воздуха зависит от скорости полета и режима работы двигателя. Чем больше скорость полета и режим работы двигателя, тем больше скорость отбрасывания воздушной струи за винтом и тем больше разница между скоростью обтекания участка крыла за винтом и скоростью полета.

Известно, что подъемная сила крыла зависит от скорости его обтекания. Поэтому на турбовинтовых самолетах на участках крыла, обдуваемых воздушным винтом, возникает дополнительная подъемная сила ∆Y. Полная подъемная силаY обдуваемого винтом участка крыла равна сумме подъемной силыY0, развиваемой крылом при скорости полетаV0 и дополнительной подъемной силы ∆Yв:

Поэтому при остановке в полете турбовинтового двигателя довольно заметно уменьшается подъемная сила полукрыла, на котором остановился двигатель. При этом возникает кренящий момент в сторону остановленного двигателя, который летчик вынужден парировать отклонением рулей.

В горизонтальном полете при увеличении режима работы турбовинтовых двигателей увеличиваются интенсивность обдува крыла и его подъемная сила, в результате чего у самолета появляется тенденция к подъему носа и набору высоты. При уменьшении режима работы двигателей вследствие уменьшения обдува воздушными винтами крыла снижается его подъемная сила, самолет опускает нос и переходит на снижение. Поэтому после изменения режима работы турбовинтовых двигателей летчик перемещением рулей восстанавливает балансировку самолета на новом режиме полета самолета.

При наличии турбовинтовых двигателей на самолете возникает также существенный скос воздушного потока у хвостового оперения. С изменением скорости полета и режима работы двигателей величина и направление скоса потока изменяются. На некоторых турбовинтовых самолетах при работе двигателей на взлетном режиме скорость косой обдувки хвостового оперения на 20 — 25% больше скорости полета.

Условно различают два вида устойчивости и управляемости самолета — продольную и боковую.

ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ

Одним из основных условий обеспечения продольной устойчивости самолета является его продольная балансировка. Продольной балансировкой самолета называется уравновешивание моментов, действующих на самолет относительно его поперечной оси. Продольная балансировка обеспечивается, когда все продольные моменты, действующие на самолет, уравновешены. Пикирующие и кабрируюшие моменты относительно центра тяжести (ц. т.) самолета могут быть созданы тягой двигателей Р, подъемной силой крылаY, аэродинамической силой горизонтального оперенияYг.о и силой лобового сопротивления самолетаQ. На рис. 2.28 показан самолет, у которого пикирующий моментMпик, создается подъемной силой крыла, а кабрирующийМкаб — аэродинамической силой горизонтального оперения, лобовым сопротивлением самолета и тягой двигателей. На транспортном самолете с высоким расположением крыла тяга двигателей создает пикирующий момент. Могут быть и другие варианты действия сил на самолет. Обязательным условием продольной балансировки является равенство сумм пикирующих и кабрирующих моментов:

Ya = Pc+ Qd+ Yг.оb

(2.25)

или

 

∑M пик= ∑M каб.

(2.26)

Продольная балансировка может быть также выражена условием

 

∑M пик− ∑M каб= 0 ,

(2.27)

которое читается так: сумма продольных моментов на сбалансированном самолете равна нулю.

50

studfiles.net


Смотрите также