ламинарный профиль крыла что это

Испытания самолета с ламинарным крылом

Компания Airbus приступила к летным испытаниям широкофюзеляжного самолета A340, часть крыла которого получила ламинарный профиль. Цель проекта — улучшить аэродинамику воздушных судов, снизив сопротивление воздуха, и повысить их экологичность, сообщает производитель.

Для испытаний на A340 заменили концевые части обеих консолей крыла. По данным Airbus, длина каждой панели составляет около 10 м, что соответствует двум третям длины консоли крыла узкофюзеляжного самолета.

Длина каждой ламинарной панели на крыле A340 составляет около 10 м

Фото: P. Pigeyre // Airbus

По словам главы подразделения Airbus по исследованиям и технологиям Акселя Фляйга, с которым побеседовало ATO.ru, особенность новых элементов в том, что они имеют максимально гладкую поверхность: погрешность составляет не более нескольких сотых долей миллиметра. Подобная гладкость позволяет создать на поверхности крыла ламинарный поток, т. е. непрерывный поток воздуха, который легко движется вдоль пограничного слоя и не срывается в завихрения. Это дает возможность снизить аэродинамическое сопротивление, т. к. движение крыла через воздух не тормозится завихрениями.

Представитель Airbus пояснил, что создать подобный профиль непросто: поверхность должна оставаться оптимальной для ламинарного обтекания несмотря на деформации, которым крыло подвержено в полете.

Состояние крыла отслеживают сотни датчиков. Часть из них замеряют волнообразность поверхности крыла. Инфракрасные камеры фиксируют температуру на поверхности крыла: по словам Фляйга, это позволяет отследить параметры ламинарного потока, температура которого отличается от температуры зон завихрения. Также используются звуковые датчики, которые фиксируют влияние на ламинарный поток звуковых волн.

В отличие от обычного крыла ламинарные панели получили максимально гладкую поверхность

Фото: P. Pigeyre // Airbus

Подготовка демонстратора заняла 16 месяцев. Его первый полет, который состоялся 26 сентября во Франции и продлился 3 ч 38 мин, прошел успешно. Исследователи изучили общее поведение самолета и состояние контрольно-измерительной аппаратуры.

В рамках программы A340 с ламинарными панелями должен налетать около 150 ч.

Согласно расчетам исследователей оснащение самолетов ламинарным крылом позволит снизить аэродинамическое сопротивление на величину до 50%. При полете примерно на 1500 км потребление топлива должно снизиться на 4,6% по сравнению с ВС с традиционным крылом.

Испытания A340 с ламинарным крылом проводятся в рамках европейской программы по изучению перспективных авиационных технологий Clean Sky.

Фото с сайта ato.ru

Если заметили ошибку в тексте, нажмите комбинацию Shift + Enter или по ссылке Отправить, что бы нас проинформировать.

Опубликованное ранее

Казахстан получил ещё четыре модернизированных L-39

Канада отказала компании Boeing

A359 ITA

Оставить комментарий Отменить ответ

Для отправки комментария вам необходимо авторизоваться.

Источник

Аэродинамические профили крыла.
Общие понятия, характеристики профилей, рекомендации по выбору профиля.

Аэродинамические силы, возникающие от взаимодействия профиля с набегающим потоком, можно условно разделить в соответствии с природой их возникновения на два вида

Рассматривая обтекание профиля на разных углах атаки, можно отметить два принципиально различающихся режима:

Основным назначением поверохности летательного аппарата является создание силы, которая используется как подьемная, управляющая или стабилизирующая.

Угол атаки профиля, соответствующий нулеврй подьемной силе, в основном определяется его кривизной. Относительная толщина профиля мало влияет на величину этого угла.

Производная C_y a (отношение приращения коэффициента подьемной силы к соответствующему приращению угла атаки)

Максимальные несущие свойства

Для большинства известных профилей при увеличении относительной толщины до значения 12% C_{y max} возрастает. Дальнейшее увеличение толщины профиля не оказывает существенного влияния на его максимальные несущие свойства. Важно отметить, что увеличение относительной толщины профиля сопровождается возрастанием приращения подьемной силы, вызванного отклонением механизации задней кромки.

Крыловые профили с положением максимальной кривизны вблизи передней кромки проявляют склонность к срыву потока с резкой потерей несущих свойств. Более пологая форма пика зависимости C_y(a) в окрестности C_{y max} достигается, когда положение максимальной кривизны смещено назад. По влиянию числа Re на C_{y max} профили можно условно разделить на четыре группы:

Изменение относительной толщины профиля слабо влияет на величину момента тангажа при нулевой подьемной силе, приводя к незначительному уменьшению его величины при повышении толщины профиля.

Увеличение кривизны профиля сопровождается увеличением продольного момента на пикирование. Фокус профиля при увеличении относительной толщины смещается вперед.

Значение минимального сопротивления гладкого профиля зависит главным образом от числа Re и протяженности участка ламинарного обтекания и слабее от относительной толщины и кривизны. Коэффициент сопротивления обычно уменьшается с возрастанием числа Re. Увеличение кривизны профиля практически не приводит к изменениям в значении C_{xp min}. Увеличение относительной толщины профиля, также как и ее смещение ее положения к носку, сопровождается повышением минимального лобового сопротивления.

Шероховатость поверхности профиля может значительно увеличить его минимальное сопротивление, поэтому важно сохранять глаадкость поверхности при любом характере течения в пограничном слое.

Рекомендации по выбору профиля несущей поверхности

Выбор профиля крыла начинают с оценки параметра, характеризующего минимальную и максимальную скорость летательного аппарата. В качестве такого параметра обычно рассматривают отношение максимального коэффициента подьемной силы при полностью отклоненной механизации к коэффициенту профильного сопротивления при значении C_y, соответствующем полету на максимальной скорости: C_y мех _max/C_xp. Большие значения этого отношения соответствуют большей достижимой величине максимальной скорости полета при заданной посадочной скорости.

Для оценки качества профиля по рекомендуемому отношению необходимо брать значение C_y мех _max при числе Re, соответствующем посадочной скорости.

Выбирая профиль по критерию C_y мех _max/C_xp необходимо помнить, что для отдельных классов летательных аппаратов (высокоманевренные самолеты) важно дополнительное соблюдение определенного отношения |C_{y max}|/|C_{y min}|, что требует применение профилей близких к симметричным (например NACA 230). Для большинства самолетов самодеятельной постройки (неманевренных или ограниченно маневренных самолетов) этот критерий не играет существенной роли. В этом случае можно повысить сотношение C_y мех _max/C_xp применяя несимметричные профили, имеющие большие значения C_{y max} и более плавную зависимость C_y (a) в области критических углов атаки, что повысит безопасность при полете на околокритических углах атаки (посадка, крутой вираж).

Среди выбранных классов профилей, равно удовлетворяющих рассмотренной выше оценке, следует отдать предпочтение профилям, имеющим минимальное значение коэффициента продольного момента при нулевой подьемной силе c_m0. Дальнейшее сужение классов рассматриваемых профилей производится на основе удовлетворения дополнительным требованиям, которым должен соответствовать проектируемый летательный аппарат.

Все профили можно разделить на несколько групп:

по материалам: С.Т. Кашафутдинов В.Н. Лушин «Атлас аэродинамических крыловых профилей»

Источник

Ламинарный профиль крыла что это

ЯК-3 С ЛАМИНАРНЫМ КРЫЛОМ

Одним из путей улучшения аэродинамики Як-3, безусловно, стала разработка на заводе № 153 в Новосибирске под руководством О. К. Антонова нового крыла с ламинарным профилем, с меньшим коэффициентом сопротивления.

Задание на постройку такой машины было выдано 20 января, а к разработке приступили в сентябре 1944 года. Причем на самолете сохранился старый каркас крыла (менялись лишь нервюры). Вооружение включало пушку НС-23 и два пулемета БС. Работа проводилась в шесть этапов.

Предполагалось, что в дальнейшем при сохранении прежней силовой установки это позволит уменьшить площадь крыла до 13,1 м 2 при размахе 8,6 метра, а переход на электроприводы управления посадочными щитками и триммерами горизонтального оперения — дополнительно облегчит истребитель.

Однако позже нашлись другие технические решения, связанные с перекомпоновкой фюзеляжа, а точнее, с размещением масло- и водорадиатора в одной гондоле под фюзеляжем, с применением одностороннего (как на Як-1) всасывающего патрубка нагнетателя и изменением обводов капота мотора и подбором винта.

Опытный истребитель с ламинарным крылом и туннельными обтекателями патрубков.

Чтобы компенсировать ухудшение характеристик на посадочных углах атаки, свойственное ламинарным крыльям, угол отклонения крыльевых щитков увеличили до 60 градусов.

В ходе проектирования из-за отсутствия ряда комплектующих изделий пришлось отказаться от электрификации машины, и суммарный выигрыш в весе ее конструкции от использования других технических решений оказался невелик. Поэтому пришлось вернуться к исходному крылу. В связи с тем, что положение силовых элементов крыла, центра тяжести, а также кинематика и размер шасси должны были остаться неизменными, несущая поверхность приобрела форму двойной трапеции (с наплывом в передней корневой части крыла). Эта часть крыла набиралась из модифицированных профилей ЦАГИ 160545, переходивших к концу наплыва в профиль ЦАГИ 150545 и к середине полуразмаха — в профиль ЦАГИ 14151. В процессе испытаний машины планировалась проверка возможности использования реакции выхлопа для увеличения максимальной скорости самолета, для чего изготовили второй комплект боковых капотов мотора с туннельными обтекателями выхлопных патрубков.

Машину изготовили, но достоверных сведений о ее полетах и дальнейшей судьбе пока не обнаружено.

Источник

Ламинарный профиль

Что такое Ламинарный профиль?

профиль крыла, характеризующийся удалённым от носка положением точки перехода ламинарного течения в турбулентное при естественном обтекании, то есть без использования дополнительной энергии для затягивания перехода, как, например, при отсосе пограничного слоя, охлаждении поверхности (см. Ламинаризация пограничного слоя). Исследования в полёте состояния пограничного слоя на прямом крыле дозвукового самолёта (1938) показали наличие значительных участков ламинарного пограничного слоя. В СССР (И. В. Остославский, Г. П. Свищёв, К. К. Федяевский) и за рубежом были разработаны и применены на ряде самолётов Л. п., форма которых позволяла получать сдвинутое назад положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и за счёт этого снижать сопротивление трения, а следовательно, и полное аэродинамическое сопротивление самолёта. Для этого форма профиля должна обеспечивать на его поверхности в области ожидаемого ламинарного слоя ускоренное течение с возможно большим градиентом скорости для повышения устойчивости ламинарного течения к возмущениям. Геометрически это достигается смешением назад положения максимальной толщины и вогнутости профиля (см. Кривизна профиля), увеличением относительной толщины профиля и некоторым уменьшением радиуса кривизны носка. При этом с целью предотвращения срыва потока нельзя допускать резкого снижения скорости в хвостовой, диффузорной, части профиля, что приводит к ограничениям на геометрию профиля (недопустимо, например, смещение максимальной толщины и вогнутости за середину профиля, а также чрезмерное увеличение его толщины и вогнутости).

Фактором, ограничивающим возможности естественной ламинаризации пограничного слоя, является стреловидность крыла по передней кромке. При угле стреловидности больше 20—25(°) наблюдается значительное уменьшение области ламинарного течения. Участки с естественной ламинаризацией могут наблюдаться на различных элементах самолёта (носок фюзеляжа, горизонтальные и вертикальные оперения и т. д.). Лётные исследования, проведённые при дозвуковых скоростях на самолётах с прямыми крыльями и крыльями с углом стреловидности менее 20(°), скомпонованными из Л. п., подтвердили наличие протяжённых ламинарных участков (до 30—50% хорды). При этом критические Рейнольдса числа, определенные по длине ламинарного участка, достигали Re* (≈) 10—12)*106. Проведённые в середине 80-х гг. в СССР (ЦАГИ) и за рубежом расчётные и экспериментальные исследования при больших числах Рейнольдса показали возможность получения протяжённых (вплоть до середины хорды) ламинарных участков при околозвуковом обтекании профилей с ускорением потока в местной сверхзвуков зоне. При этом Маха число полёта должно быть ограниченным, не допускающим возникновения интенсивных скачков уплотнения и заметного волнового сопротивления. Применение сверхкритических профилей с ускорением потока в местной сверхзвуковой зоне позволяет снизить сопротивление при повышенных дозвуковых скоростях полёта как за счёт естественной ламинаризации, так и за счёт малого, по сравнению с обычными профилями, волнового сопротивления.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия.
Главный редактор Г.П. Свищев.
1994.

Словарь — упорядоченный в алфавитном или тематическом порядке список заглавных слов, лексикографически обработанных.
Словарь — лексикографический продукт, который содержит упорядоченный перечень языковых единиц (слов, словосочетаний и т.п.) с короткими их характеристиками или характеристиками обозначенных ими понятий, или с переводом на другой язык.

(У нас на сайте размещен Авомобильний Словарь и смежных словари)

Жаргон (фр. Jargon — «непонятная речь», «бессмыслица», «гоготанье», от галло-ром. Gargone — «болтовня») — социолект (одна из разновидностей социальных диалектов), который отличается от литературного языка использованием специфической, экспрессивно окрашенной лексики, синонимической к словам общего потребления, а также фразеологии, тем особенностями произношения.
Жаргон возникает среди групп носителей языка, объединенных общностью профессиональных интересов, одинаковыми увлечениями, длительным пребыванием в определенной среде.
Жаргонизмами называют слова, употребление которых ограничено нормами общения, принятыми в определенной социальной среде. По этой причине жаргонизмы еще называют социальными диалектизмами. Жаргонизмы — это преимущественно такие специфические, эмоционально окрашенные названия понятий и предметов, которые имеют нормативные соответствия в литературном языке и, отступая от нее, придают процессу общения атмосферы непринужденности, ироничности, фамильярности и тому подобное.

Автомобиль, авто, машина (от греч. Αὐτός — «сам» и лат. Mobilis — «тот, что движется») — самоходная колесная машина, которая приводится в движение установленным на ней двигателем и предназначена для перевозки людей, грузов, буксировки транспортных средств, выполнения специальных работ и перевозки специального оборудования безрельсовыми дорогами. Передвигается преимущественно по суше.

Легковой автомобиль, машина — это автомобиль с количеством мест для сидения не более девяти, включая место водителя, который по своей конструкции и оборудованию предназначен для перевозки пассажиров и их багажа с обеспечением необходимого комфорта и безопасности.
Читайте На что обращать внимание при покупке автомобиля (подержанного или нового)

Автомобиль — сложная система, совокупность механизмов и узлов, которые могут выходить из строя. Поэтому автомобили требуют регулярного технического обслуживания. Читайте Как следить по автомобилем?

Mitsubishi Motors Corporation (яп. 三菱 自動 車 工業 株式会社 Mitsubishi Jidōsha Kōgyō Kabushiki Kaisha) (MMC) — японская автомобилестроительная компания, входит в группу Mitsubishi — крупнейшей производственной группы Японии. Штаб-квартира — в Токио. В 1970 году Mitsubishi Motors была сформирована из подразделения Mitsubishi Heavy Industries.

Автомобили Mitsubishi Motors Corporation ( Моторс):

Фирма Мицубиси была основана в начале 1870-х годов Ивасаки Ятаро. По слиянию семейных гербов основателей возникла всемирно-известная торговая марка Mitsubishi — три ромба (яп. 三菱, мицубиши). Еще в начале 20-го века Mitsubishi превратилась в огромную фирму, которая до окончания Второй мировой войны принадлежала одной семье.

Источник

Аэродинамические «мелочи» в авиамоделизме

Введение

@@ В доступных статьях по авиамоделизму можно найти расчет крыла, и много всяческой полезной информации по компоновкам и постройке моделей. Всем ясно, что в лобовое сопротивление модели вносят вклад все ее детали. Но в доступной литературе практически нет информации по этой части лобового сопротивления. Возникает вопрос: почему? Причина простая: даже лобовое сопротивление (и его остальные параметры) крыла авиамодели можно только оценить. Причины: нельзя с достаточной степенью точности изготовить профиль крыла; нет (или почти нет) достоверных данных о характеристиках профилей на модельных скоростях и размерах. Вот и получается, что учитывать вклад «мелочей» вроде бы бессмысленно. На мой взгляд, считать вклад мелочей действительно бесполезно, а вот его оценка может быть полезна. Польза заключается в том, что позволит не «полировать» или усложнять что-то до бесконечности с одной стороны, и не допускать ощутимой потери летных свойств из-за «мелочей», которые можно легко сделать лучше.

Как учитываются аэродинамические «мелочи»

@@ А вот площади у всех деталей самолета разные. Так что, если мы определим Сх для какой-то детали (а именно это есть возможность сделать), то прямо в сумму Сх самолета мы не можем ее подставить. Выход простой: полученный Сх детали нужно умножить на ее характерную площадь и поделить на площадь крыла. Пример:

@@ Сх крыла Схк=0.017; Сх стабилизатора и киля (которые рассматривались как крыло) Схс=0.012; Сx фюзеляжа=0.0037; площадь крыла Sк=30дм**2 («**» у меня будет обозначать степень), площадь стабилизатора и киля Sс=5дм**2. Поверхность фюзеляжа (рассматривается планер с фюзеляжем обтекаемой формы) Sф=10дм**2. Определим Cх планера в целом Cxпл:

@@ А дальше мы можем уже анализировать результат и принимать (или не принимать) какие-то меры.

@@ Допустим, на этот планер мы решили поставить видеокамеру в виде кубика 5*5*5см. считаем, что «кубик» поставлен удачно и дополнительного сопротивления от влияния на другие детали планера у него нет. Попробуем посчитать. Cx кубика = 0.8; Sкубика=0.25дм**2 (берется площадь «лба» куба). Посчитаем добавку от него в коэффициент лобового сопротивления планера =0.8*0.25/30=0.0067. Легко заметить, что видеокамера в виде куба испортит аэродинамическое качество модели существенно сильнее, чем его «испортило» наличие фюзеляжа и хвостового оперения. Придется для камеры делать бокс обтекаемой формы.

Пограничный слой

@@ Воздух имеет вязкость, и имеются силы трения о поверхность.

@@ Аналогично, толщина турбулентного пограничного слоя d=0.16*(X**0.8)/(V**0.2), все размерности величин те же.

@@ Коэффициенты трения:
@@ Для ламинарного слоя Cx=1.33/((Re)**0.5)
@@ Для турбулентного слоя Cx=0.074/((Re)**0.2)

@@ Внимание! Эти формулы дают полную толщину пограничного слоя, а реальная толщина, в которой воздух движется существенно медленнее, меньше толщины «шубы» раз в десять.

@@ Следствие. Чем ближе в передней кромке (или к носу модели), тем тщательнее надо обрабатывать поверхность и соблюдать форму, так как там «шуба» тоньше.

@@ Закономерность. Коэффициент трения при турбулентном пограничном слое выше, чем при ламинарном (при прочих равных условиях).

@@ Немного о точке перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Для модельных Re в случае плоской гладкой пластинки все обтекание было бы ламинарным.

@@ Шероховатость поверхности приводит к ранней турбулизации пограничного слоя.

@@ Наличие неровностей и уступов приводит к тому же.

@@ Все, что обтекается струей винта, имеет турбулентный пограничный слой.

«Мелочи» и не только они

@@ Все дальнейшие данные я взял из учебников для ВУЗов. Написаны они для «больших самолетов, так что, применительно к моделям, могут врать. Так как я не умею рисовать, то буду давать словесное описание «изделия» и, вместо графиков будут таблицы.

@@ В качестве «площади для расчета» сопротивления модели берется площадь пластинки.

@@ Коэффициент сопротивления от Re не зависит. Для круглой пластинки Сх=1.12, причем, избыток давления спереди дает Сх=0.82, разрежение за пластинкой дает Сх=0.3 (в сумме получается Сх=1.12).

@@ Для «линейки» коэффициент сопротивления увеличивается с ростом отношения длины к ширине.

Источник