Рисунок 1
- Аэродинамическая картина обтекания - Спутный след за куполом парашюта.
Рисунок 2
- Аэродинамическая картина обтекания - Спутный след за куполом параплана.
Обтекание крыла параплана и парашюта
Параплан часто путают с парашютом в следствие схожих конструкций и
внешнего вида.
Однако аэродинамические, прочностные и тактические характеристики этих
аппаратов различны.
Одна из основных причин отличия летных характеристик параплана и
парашюта заключается в различных картинах
обтекания этих аппаратов потоком воздуха.
Картины обтекания формируются во многом благодаря силам вязкости и
инерционности, возникающим в воздухе
благодаря траекториям и скорости течения в условных струйках воздуха.
Всем известно, что жидкости обладают свойством вязкости (особенно мед),
обладают им и газы, в частности и воздух.
Когда поток воздуха проходит вдоль искривленной поверхности, инерционные
силы стараются оторвать слой воздуха
у поверхности и увлечь по направлению скорости потока.
Силы вязкости, наоборот - пытаются удержать этот слой воздуха, заставляя
поток поворачивать,
и следовать по контуру обтекаемого тела.
Если скорость потока очень высока, или угол поворота слишком крут, в
таком месте силы инерции становятся больше
сил вязкости, и в этих областях начинают возникать вихри - образуется
турбулентное течение воздуха.
Там, где линии тока воздуха плавно изменяют свое направление и скорость,
и вихрей не возникает - такой поток будет называться ламинарным.
Там, где линии тока разрушаются за счет возникающих вихрей - такой поток
будет называться турбулентным.
Если мы сравним картины обтекания планирующей оболочки парашюта (Рисунок
1), и параплана (Рисунок 2) то мы увидим, что у парашюта имеет место
более раннее развитие вихрей, формирующих зону отрыва потока.
На параплане в силу более совершенных аэродинамических форм, и более
высоких чисел Рейнольдса
реализуется лучшее обтекание крыла с меньшей срывной зоной, и как
следствие крыло параплана обеспечивает лучшие аэродинамические
характеристики (по сравнению с парашютом).
Разные аэродинамические характеристики куполов параплана и парашюта, будут приводить к отличиям в угле планирования
этих летательных аппаратов (отмечен на рисунках 1, 2 пунктирной линией), и как следствие большей дальности полета у параплана.
Рисунок 3
- Силы действующие на параплан в установившемся полете - Из курса лекций по аэродинамике параплана.
Силы действующие на параплан
Для того, чтобы летательный аппарат летел в воздухе с постоянной скоростью и по заданной траектории,
- для этого действующие на него инерционно-массовые и аэродинамические силы должны находится в равновесии.
В общем случае сила, с которой пилот действует на стропы, может складываться из силы тяжести и центробежной силы,
если пилот находится в установившемся вращательном движении (спирали).
При этом полная аэродинамическая сила, возникающая за счет обтекания крыла направлена в противоположную сторону
и равна по величине силе, с которой стропы действуют на оболочку купола (рисунок 3).
Рисунок 4
- Формирование подъемной силы крыла параплана при обтекании крыла
потоком набегающего воздуха - Из курса лекций по аэродинамике параплана.
Рисунок 5
- Распределения давления и подъемной силы по крылу параплана при
обтекании крыла потоком набегающего воздуха - Из курса лекций по
аэродинамике параплана.
Распределение давления по профилю
Обратимся к картине распределения давления по поверхности профиля крыла параплана (рисунок 4).
Крыло находиться под углом атаки, определяемым как угол между прямой, проведенной через хорду крыла b,
и направлением скорости набегающего потока воздуха V.
При деформации условных струек воздуха, обтекающего крыло параплана, образуется изменение давления воздуха вдоль струйки.
Оно может быть описано с помощью уравнения Бернулли, которое связывает давление p в струйке воздуха,
которая движется относительно профиля, со скоростью струйки в данной точке Vi.
В общем виде этот закон можно представить -
вдоль струйки потока воздуха (линии тока), (формула 1)
где p- плотность воздуха.
Формирование подъемной силы на параплане
Поскольку, при прохождении по поверхности профиля, скорость воздуха вдоль линии тока изменяется,
образуется картина обтекания (рисунок 5), при которой максимальный разгон потока воздуха образуется на передней части профиля,
и соответственно возникают максимальные величины перепада давления (разрежения).
Если теперь предположить, что крыло обдувается потоком со скоростью V0 и давлением p0 в потоке,
или, что тоже самое, летит сквозь спокойный воздух с той же скоростью, то давление в струйке,
для произвольной, i - й точки может быть получено, если нам известна скорость движения воздуха в этой точке:
Если теперь разбить поверхность крыла на n участков с площадью Si, и вычис-лить для каждого i - го
участка давление pi (рис. 6), то можно отсюда получить суммарную аэродинамическую силу R ,
действующую на крыло, для данного угла атаки :
Действие этой силы в аэродинамике принято рассматривать в виде двух составляющих Y и X ,
подъемной силы и силы сопротивления в декартовой системе координат.
При этом силы в основном описываются при помощи ко-эффициентов Cy и Cx - подъемной силы и силы сопротивления,
когда крыло находится на определенном угле атаки.
А для того, чтобы получить силы, действующие на крыло на разной скорости, применяют формулы:
Приветствую Вас Гость | RSS
Главная | Регистрация | Вход
