Формы крыльев самолета, их влияние на силу сопротивления

XXV Международный конкурс научно-исследовательских и творческих работ учащихся
Старт в науке

Формы крыльев самолета, их влияние на силу сопротивления

Киселева З.М. 1
1ГБОУ СОШ №112
Токарева Е.В. 1
1ГБОУ СОШ №112
Автор работы награжден дипломом победителя III степени
Текст работы размещён без изображений и формул.
Полная версия работы доступна во вкладке "Файлы работы" в формате PDF

Введение

Аэродинамика является одной из ключевых дисциплин в области авиации и космических технологий. Эффективность полета современных самолетов напрямую зависит от их аэродинамических характеристик, среди которых важнейшую роль играют профили и конфигурации крыльев. С увеличением требований к экологии и экономичности авиаперевозок важность исследования воздействия различных форм крыльев на аэродинамическое сопротивление становится особенно актуальной.

В последние годы векторы разработки авиатехники направлены на создание более эффективных и безопасных воздушных судов. Это требует детального понимания того, как различные варианты конструкций крыльев влияют на основные аэродинамические параметры, такие как подъемная сила и сопротивление. Учет этих факторов имеет критическое значение при проектировании новых моделей самолетов, позволяя снижать расход топлива и увеличивать дальность полета.

Объект исследования: крылья самолетов.

Предмет исследования: влияние различных профилей и конфигураций крыльев на аэродинамическую эффективность самолетов.

Цель работы: исследовать и проанализировать, как различные формы крыльев влияют на аэродинамические характеристики.

Для достижения данной цели мы поставили ряд задач:

  1. Проанализировать литературные источники и Интернет-ресурсы, выявить основные понятия.

  2. Изучить виды крыльев самолета и их влияние на полетные (аэродинамические) характеристики.

  3. Провести эксперимент с некоторыми видами крыльев и сравнить полученные данные.

  4. Выявить наиболее оптимальную форму крыла, влияющую на силу подъёма и аэродинамического сопротивления.

  5. Из полученных данных сделать вывод

Методы исследования:

1. Анализ источников.

2. Синтез полученной информации.

3. Классификация.

4.Описание.

5. Сравнение.

Гипотеза: Изменение формы крыла оказывает значительное влияние на аэродинамические характеристики.

Теоретическая часть

Проанализировав имеющиеся источники и Интернет-ресурсы, нами были выявлены несколько основополагающих понятий.

Для термина «самолет», возможны вариации:

Самолет - летательный аппарат тяжелее воздуха, для полётов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и крыльев, создающих подъёмную силу. (Большая российская энциклопедия)

Самолет – это воздушное судно, которое предназначено для осуществления полетов в Земной атмосфере за счет силовой установки, предающей тягу аппарату. (Статья «Воздухоплавание», 1863 год)

Самолет – это летательный аппарат тяжелее воздуха с силовой установкой и крылом, создающим подъёмную силу, аэроплан. (толковый словарь русского языка)

Синтезировав данные определения, мы вывели своё, белее чётко отражающее суть понятия:

Самолет – это  летательный аппарат тяжелее воздуха с силовой установкой и крылом, создающим подъёмную силу.

В нашей работе мы более детально рассмотрим крыло самолета. Мы использовали три источника для определения крыла самолета и остановились на определении из книги А.И.Данилина «Теория полета и конструкция самолета» 1988 года и сконцентрируемся на этом понимании. Крыло – это  несущая поверхность и часть самолета, предназначенная для создания подъемной силы.

    1. Краткая история авиации

Самолетом принято называть воздушное судно, которое предназначено для осуществления полетов в Земной атмосфере за счет силовой установки, предающей тягу аппарату. В состав агрегата входят неподвижные части, такие как крылья и сам фюзеляж. Основным отличием от аэростата и дирижабля является использование аэродинамики, а не аэростатики, которая создает подъемную силу в процессе полета.

Впервые термин «самолет» был применен в 1857 году капитаном Н.М. Соковниным. Он данное слово применил для управляемого аэростата. Также в 1863 году журналист А.В. Эвальд использовал слово «самолет» в своей статье «Воздухоплавание». В статье было первое предложение создания подобного летательного аппарата с названием «самолет».

Изобретение самолета можно приписать английскому конструктору Уильяму Хенсону, который в 1849 году получил патент на разработку проекта самолета.

Летательный аппарат Хенсона также обозначали как «паровой воздушный экипаж». Крыло агрегата имело в своем строении лонжероны, нервюры и стойки, все это получило дальнейшее развитие в самолетостроении. Обшивка крыла была двухсторонней, поскольку нервюры имели разную кривизну обводов. Для облегчения конструкции были использованы продольные балки, это позволило сделать крыло пустотелым и более легким.

Крыло крепилось к верхней части фюзеляжа. В самом корпусе был установлен двигатель, который приводил в движение два винта толкающего типа. Также фюзеляж имел место для пассажиров и экипажа.

Хвостовое оперение крепилось к задней части корпуса. Оно имело подвижные детали, а именно рули направления, что касается киля, то он был неподвижный. Конструкция аппарата не имела элеронов, в силу чего мог возникать крен, но конструктор решал данную проблему за счет изменения оборотов винтов. Все это творение имело трехосное шасси с передним колесом.

До нынешнего времени самолеты изменялись, меняли конструкцию и формы. Современный самолет состоит из основных частей, такие как фюзеляж, крыло, оперение, силовая установка и шасси. Механизм или конструкция, выполняющая какую-либо функцию в летательном аппарате, называют агрегатом. Основные агрегаты самолета мы сейчас рассмотрим (рис. 1):

  1. Ф юзеляж

О

Рис. 1

н служит для крепления почти всех остальных агрегатов. Фюзеляж - это корпус или кузов самолета, если проводить аналогию с автомобилем. Фюзеляж связывает между собой консоли крыла, оперение и (иногда, но не обязательно) шасси. Фюзеляж пилотируемого летательного аппарата (например, самолёта) предназначен для размещения экипажа, оборудования и целевой нагрузки. В фюзеляже может размещаться топливо, агрегаты гидро- и топливной систем, элементы системы управления и иное оборудование. Если вы летали на самолете, то вы размещались именно внутри фюзеляжа.

  1. Крыло

Крыло, обычно, состоит из двух консолей, соединенных центропланом. Центроплан размещается внутри фюзеляжа. Консоли крепятся к фюзеляжу снаружи. Именно крыло и удерживает самолет в воздухе. А более научно крыло - это несущая поверхность, имеющая в сечении по направлению потока профилированную форму и предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы. Крыло самолета может иметь различную форму в плане. В крыле также часто размещается топливо, а у боевых самолетов обычно под крылом находится подвесное вооружение.

  1. Оперение

Оперение представляет собой комплекс аэродинамических поверхностей, которые служат для обеспечения необходимой устойчивости и управляемости. Здесь необходимо пояснить, чем отличается устойчивость от управляемости. Устойчивость характеризует способность самолета без вмешательства пилота сохранять заданный режим полета. Под управляемостью же понимается способность самолета изменять положение в пространстве и переходить с одного режима полета на другой в ответ на команды управления. Эти две характеристики находятся в противостоянии, ведь чем устойчивее самолет в полете, тем хуже он будет реагировать на команды управления, будет более вялым и наоборот. Современные истребители делают статически неустойчивыми, то есть неспособными к постоянному устойчивому полету без вмешательства. Там эффект устойчивости летчику создает компьютер, постоянно анализируя пространственное положение и выдавая команды управляющим поверхностям. Возвращаемся к оперению самолета. Оно подразделяется на вертикальное и горизонтальное. Вертикальное оперение отвечает за устойчивость и управляемость в канале рысканья, а горизонтальное за канал тангажа.

  1. Силовая установка

Служит для приведения самолета в движение, создания силы тяги, необходимой для набора и поддержания скорости, которая в свою очередь нужна для создания подъемной силы. Силовая установка состоит из одного или более двигателей и движителей различных конструкций и принципов действия. Двигатели могут крепиться к любому агрегату планера. В большинстве современных пассажирских самолетов двигатели крепятся к крылу с помощью пилонов.

  1. Шасси

Шасси служат для обеспечения взлета, посадки, стоянки самолета и его мобильности при передвижении по земле на рулении. Во время основной части полета для уменьшения лобового сопротивления воздуха и обеспечения большей маневренности шасси обычно частично или полностью убираются в фюзеляж или крыло. В некоторых случаях, например в малой авиации, уборка шасси нецелесообразна в связи с небольшими скоростями, сложностью и весом конструкции механизмов уборки/выпуска шасси. Шасси различаются по типу конструкции стоек, расположению на самолете и по типу поверхности, для которого предназначаются шасси. Например, шасси бывают с носовой или хвостовой опорой, колесные или лыжные и так далее.

    1. Закон Бернулли

Закон швейцарского физика Д. Бернулли гласит: с увеличением скорости потока воздуха или жидкости, давление внутри потока уменьшается.

С

Рис. 2

Даниил Бернулли

амолет поднимается благодаря особой форме крыла (рис. 2). Крыло имеет аэродинамический профиль. Это означает, что верхняя часть крыла изогнута сильнее, чем нижняя. Благодаря этому, за одно и то же время поток встречного воздуха над крылом проходит большее расстояние, чем поток под крылом. Это значит, что скорость потока над крылом выше, чем под ним. По закону Бернулли сверху крыла давление становится меньше и возникает подъемная сила. Кстати сказать, у птиц крыло тоже имеет похожую форму. Таким образом, принцип Бернулли — это то, благодаря чему птицы и самолеты могут летать.

    1. Подъемная сила крыла самолета

      1. Эффект «Воздушного змея»

Все мы знаем, что самолет летает благодаря тому, что набегающий на крыло поток воздуха создает подъемную силу. За подъемную силу отвечает два эффекта. Один из этих эффектов – эффект «Воздушного змея».

П

Рис. 3

редставим себе крыло в виде плоскости, наклоненной к горизонту под углом α (рис. 3). Этот угол называется «угол атаки». На это крыло набегает поток воздуха. Скорость потока – V.

Рассмотрим модель момента начала посадки шаттла. Частица воздуха имеющая скорость V упруго соударяется с поверхностью крыла: во-первых, отскакивает без потери скорости, во-вторых, с выполнением закона отражения. Скорость V`=V по модулю.

Рассчитаем подъемную силу. Для этого сначала рассмотрим, как меняется скорость частиц воздуха, потом посчитаем как меняется их импульс, следом воспользуемся вторым законом Ньютона в импульсной форме, и по изменению импульса за какое-то время найдем силу.

Н

Рис. 4

айдем изменение скорости. Изменение скорости – это конечная скорость V` минус начальная скорость V. Воспользуемся правилом треугольника для векторов, для нахождения средней скорости (рис. 4). Два вектора V и V` разместим на операционном поле совместив их начала. Пунктирная прямая b – плоскость крыла. Изменение скорости мы получим, если соединим концы этих векторов, и смотреть этот вектор будет на вектор уменьшаемого. Модуль изменения скорости будет равен произведению удвоенной скорости потока на синус угла атаки.

Δ V=2Vsinα

Р

Рис. 5

ассмотрим, как изменится импульс, которым обладает воздух (рис. 5). Для того чтобы найти импульс, нам нужно найти массу, которую имеет набежавший на крыло воздух. Масса воздуха будет равно объему воздуха набежавшем на крыло и плотность этого воздуха. Считаем плотность воздуха известна, найдем объем. Объем воздуха равен произведению объемного расхода (потока) – Q на время, в течении которого воздух набегал на крыло - Δt. Расход равен произведению скорости потока - V на площадь перпендикулярную к скорости потока – S`. Площадь перпендикулярная к скорости потока равна произведению площади крыла на синус альфа. Следовательно, из всех преобразований, у нас масса равна произведению плотности воздуха, скорости потока, площади крыла на синус альфа и времени, за которое поток налетал на крыло.

m=pVSsinαΔt

Найдем изменение импульса воздуха. Изменение импульса равно произведению массы воздуха на изменение скорости потока. Зная изменение импульса, воспользуемся вторым законом Ньютона в импульсной форме. Изменение импульса равно произведению силы, действующей на воздух - Fвоз на время - Δt. Подставим имеющиеся у нас значения массы и скорости. Получится: Δp=pVSsinα•2•Vsinα• Δt.

Δp=2pSsin²αΔt

Из полученного выражения выразим силу действующей на воздух:

Fвоз=2pS sin²α

П

Рис. 6

о третьему закону Ньютона с какой силой крыло действует на воздух, с такой силой, направленной в противоположную сторону воздух действует на крыло. Значит изобразим крыло в виде плоскости которое наклоненно под углом атаки α и на это крыло действует сила, направленное в сторону противоположную силе воздуха (рис. 6). Изменение скорости перпендикулярно крылу, значит сила, действующая на воздух перпендикулярна крылу. Следовательно, на крыло со стороны воздуха действует сила тоже перпендикулярная крылу, но направленная в противоположную сторону. Обозначим эту силу F.

F=2pV²Ssin²α

Эту силу представляют в виде силы двух взаимно перпендикулярных сил. Обозначим их Fy и Fx. Угол между векторами F и Fy равен углу атаки α. Можем записать Fy=Fcosα. Эта сила поднимает крыло, поэтому она называется подъемная сила. Запишем Fx= Fsinα. Эта сила, которая мешает самолету продвигаться вперед, эту сижу нужно скомпенсировать силой тяги винтов и реактивного двигателя. Эта сила называется сила лобового сопротивления. Получим выражения для подъемной сили и силы лобового сопротивления через выражения для F.

Fy=2•p•V²•S• sin²α• cosα.

Fx=2•pV²•Ssin³α

В формулах есть одинаковые коэффициенты, другие обозначают одной буквой - C.

Fy=CypS

Fx=CxpS

Cy – коэффициент подъемной силы. Cx – коэффициент лобового сопротивления. Эти формулы работают всегда, до звуковых скоростей.

Cy= 2•sin²α• cosα.

Cx= 2•sin³α

В

Рис. 7

нашей модели. Коэффициент Cx должен быть как можно меньше, а коэффициент Cy как можно больше. Исследуем зависимости этих коэффициентов от угла атаки (рис.7). Красная линия – это коэффициент лобового сопротивления, а синяя линия – это коэффициент подъемной силы. По горизонтали отложен угол атаки. Чем больше угол атаки тем больше коэффициент лобового сопротивления, а вот коэффициент подъемной силы имеет максимум, этот максимум приходится на угол примерно 55°. Для самолета нужно пользоваться меньшими углями атаки. Охарактеризовать качество крыла можно с помощью величины, которая называется «Аэродинамическое качество» - K.

K=Cy/Cx

K=(2• sin²α• cosα)/(2•sin³α)= 1/tgα

1.3.2. Циркуляционный эффект

Второй эффект – Циркуляционный.

Циркуляционный эффект крыла самолёта заключается в том, что в результате действия сил вязкости при несимметричном обтекании воздухом крыла вокруг него возникает циркуляция воздуха (присоединённый вихрь).  

Этот циркуляционный поток добавляется к потоку воздуха навстречу крылу, в результате чего скорость воздуха над крылом будет больше, чем под крылом. В циркуляционном потоке частицы газа находятся не во вращательном движении, а двигаются условно поступательно вдоль замкнутых траекторий. 

При циркуляции воздуха давление над крылом уменьшается, а под ним увеличивается. Это обусловливает возникновение подъёмной силы крыла, которая направлена вверх. В зависимости от ориентации крыла относительно потока воздуха подъёмная сила может быть направлена и вниз.

Н

Рис. 8

етипичная форма урыла самолета приводит к возникновению вихря, а также циркуляции (рис. 8). Это циркуляционное движение накладывается на воздушный поток, набегающий на крыло, обозначим его буквой V. Скорость циркуляционного потока отметим, как Vц. В результате сложения векторов скорости потока воздуха и циркуляционной скорости, получим, что скорость над крылом больше скорости под крылом. Из закона Б ернулли следует, что давление под крылом больше давления над крылом, отсюда и следует возникновение подъемной силы. Эта подъемная сила рассчитывается по формуле:

F=2pVVцS

Где p – плотность воздуха, V – скорость набегающего воздуха, Vц – скорость циркуляции, S – площадь крыла.

Подъемная сила очень зависит от того насколько интенсивно происходит циркуляция. Циркуляция появляется из-за того, что крыло не симметрично, и вот одна из самых главных задач аэродинамики – рассчитай такую форму крыла, чтобы скорость циркуляции была как можно больше. Эта задача была решена Николаем Егоровичем Жуковским. Это ученый, который рассчитал форму крыла самолета обеспечивающую максимальную скорость циркуляции. Такая форма получила название «профиль Жуковского». Он обеспечивает подъемную силу даже если угол атаки равен нулю. Причем скорость циркуляции прямо пропорциональна скорости набегающего потока. Отсюда мы можем записать, что подъемная сила крыла равна:

F=CpV²S

Где С – коэффициент подъемной силы, p – плотность воздуха,Vскорость потока воздуха, S – площадь крыла.

    1. Конструкция крыла

К онструктивно крыло обычно имеет отъёмные части, прикреплённые к центроплану или фюзеляжу летательного аппарата (рис. 9). Иногда крыло может быть отдельным агрегатом планёра летательного аппарата.

У

Рис. 9

 крыла с изменяемой в полёте стреловидностью отъёмная подвижная часть крепится к неподвижной части консоли или к центроплану с помощью шарнира. Различают следующие основные зоны, или части, крыла (рис. 10):

  • носовую;

  • центральную;

  • хвостовую;

  • корневую;

  • концевую;

  • законцовку.

К крылу иногда также относят и наплывы. В носовой части располагаются отклоняемые носки, щитки Крюгерапредкрылки, в центральной – интерцепторы, в хвостовой – элеронызакрылкиэлевоны и т. п. Законцовка представляет с обой концевой обтекатель крыла, к которому могут крепиться противофлаттерные грузы, аэронавигационные огни и т. п. В некоторых случаях на крыльях устанавливаются концевые шайбы. На поверхности многих стреловидных крыльев имеются аэродинамические перегородки.

В

Рис. 10

о внутреннем пространстве крыла обычно размещаются топливо, различные коммуникации, приводы механизации крыла и органов управления с проводками управления, ёмкости для жидкостей и газов, электронное и другое оборудование. В крыле могут размещаться ниши для уборки стоек шасси и, если в полёте стойки убираются в крылья, эти ниши закрываются специальными створками. Кроме того, в крыльях, на крыльях или пилонах под крыльями могут устанавливаться двигатели, подвешиваться контейнеры с дополнительным оборудованием, подвесные топливные баки, вооружение.

На крыло действует совокупность нагрузок, основными из которых являются: аэродинамические нагрузки, нагрузки от вибраций, акустические нагрузки, избыточное давление во внутренних полостях крыла, распределённые и сосредоточенные массовые силы, пропорциональные перегрузке. Если на крыле установлены двигатели, то действуют тяга двигателей, а также нагрузки, вызываемые нагревом конструкции. Нагружают крыло реакция фюзеляжа и силы (для военных самолётов), возникающие при функционировании размещённого на крыле вооружения.

Конструкция крыла должна обеспечивать статическую и усталостную прочности, отсутствие дивергенции (это особенно относится к крыльям с обратной стреловидностью), реверса органов управления и флаттераРасчётные случаи нагружения крыла, коэффициент безопасности, условия обеспечения безопасности по реверсу и флаттеру предусматриваются Нормами лётной годности (Раздел C – Прочность) и другими нормативными документами. Для сохранения аэродинамических свойств крыла в некоторых случаях лимитируются его упругие деформации. Одно из важнейших требований к конструкции крыла – минимальная масса, также существенное значение имеют требования технологичности и удобства эксплуатации.

Прочность крыла определяется в основном прочностью силовой конструкции его центральной части, поскольку именно здесь осуществляется передача всех действующих на крыло сил к фюзеляжу летательного аппарата и максимальны значения изгибающих моментов. Поэтому строительная высота (толщина профиля крыла) в этой зоне максимальна.

С

Рис. 11

иловой набор крыла состоит обычно из лонжеронов, стрингеров, нервюр, панелей (или «работающей» обшивки). В зависимости от конструкции обычно различают лонжеронные, моноблочные и кессонные крылья. В лонжеронных крыльях преобладающая часть изгибающего момента передаётся лонжеронами, в кессонных – обшивкой или панелями. Крыло, в котором элементы силового набора образуют однозамкнутый кессон, называется монококовым. Поскольку в носовой и хвостовой частях крыла изгибающий момент обычно невелик, то они выполняются с обшивкой небольшой толщины, с панелями стрингерного или вафельного типа или же с применением сотовых конструкций (рис. 11).

Существуют также сплошные металлические крылья (например, у ракет). Особые конструктивные решения предусматриваются в крыльях гиперзвуковых самолётов, подвергающихся интенсивному аэродинамическому нагреванию.

    1. Формы крыла

Р азличают крылья фиксированной и изменяемой в полёте геометрии. Как правило, крыло симметрично относительно вертикальной плоскости летательного аппарата.

П

Рис. 12

ростейшим классом крыльев фиксированной геометрии являются трапециевидные крылья с прямолинейными передними и задними кромками (рис. 12, а). Для определения геометрии трапециевидных крыльев достаточно задать три параметра, например, удлинение λ, сужение η и угол стреловидности по передней кромке χ0​ (в более общем случае угол стреловидности по линии n процентов хорд χn​). К трапециевидным крыльям относят, в частности, крылья прямой и обратной стреловидности, а также треугольные и ромбовидные крылья (рис. 12, б–д). Треугольные крылья определяются всего одним параметром, например χ0​ (λ=tgχ0​4​,η=∞). К треугольным крыльям примыкают т. н. готические крылья с передними кромками параболической формы (рис. 12, е).

Особое место в теории крыла занимает крыло эллиптической формы в плане, у которого закон изменения хорд b по размаху имеет вид b=b0​(1−z2)21​, где z=l2⋅z​ (b0​ – корневая хорда крыла, l – размах крыла, z – расстояние до корневой хорды). В рамках модели несущей линии Л. Прандтлем было показано, что такое крыло обладает минимальным индуктивным сопротивлением при заданном удлинении. Обычно такое крыло компонуется из двух полуэллипсов, имеющих общую большую ось, которая одновременно является линией ¼ хорд эллиптического крыла (рис. 12, ж).

Важное практическое значение имеет класс крыла сложной формы в плане, представляющих собой комбинацию исходного трапециевидного крыла с передним, а возможно и задним наплывами крыла (рис. 12, з). Форма наплывов может быть различной. При простейшей треугольной форме наплывов для задания геометрии крыла сложной формы в плане требуется как минимум пять геометрических параметров. К крыльям сложной формы в плане также следует отнести оживальное крыло (рис. 12, и).

Для достижения большой скорости полета нам необходима высокая тяга и низкое сопротивление. Бывает несколько видов сопротивления. Для поршневой авиации актуальны:

  1. Профильное сопротивление

  2. Сопротивление интерференции

  3. Индуктивное сопротивление

Е

Рис. 13

сть еще один вид, который проявляет себя только на скоростях близких к скорости звука – волновое сопротивление, которое растет с увеличением числа маха. На поверхности летательного аппарата образуются скачки уплотнения, на создание которых тратится энергия, забираемая от кинетической энергии движения самолета, именно это сопротивление мешает нам выйти на сверхзвук. В свое время инженеры решили пересмотреть форму крыла. В основном вся поршневая авиация времен Второй Мировой войны имела прямое крыло, но что, если закольцовку нашего крыла сдвинуть назад? Дело в том, что максимальное значение подъемной силы создается при обтекании крыла потоком перпендикулярной передней кромке, однако на стреловидном крыле создается угол β и скорость потока перпендикулярность теряет (рис. 13). Вектор этой скорости можно разложить на две составляющие на V тангенциальную касательно передней кромки которая не влияет на создание подъемной силы и V нормальную которая перпендикулярна передней кромке, она по своему значению меньше общей скорости потока, общая скорость потока V может быть достаточно большой и приближаясь к скорости звука создает условия для возникновения местных скачков уплотнения, однако ее перпендикулярная составляющая отвечающая за создание подъемной силы меньше, следовательно и возникать эти скачки будут позже.

Н

Су-22 российский истребитель-бомбардировщик.

о есть у стреловидного крыла один существенный недостаток, это так называемый «эффект скольжения». Вышеупомянутая V тангенсальная двигает пограничны слой к заканцовке крыла, там происходит его накопление, что повышает вероятность кольцевого срыва потока, в этом случае теряется подъемная сила и точка приложения общей подъемной силы сдвигается вперед, что в зависимости от расположения центра тяжести может создавать пикирующий или кадрирующий моменты, которые особенно опасны на режимах взлета и посадки. Решением этой проблемы стали аэродинамические гребни, которые препятствовали перетеканию к концу крыла потоков воздуха и направляли его к задней кромке. Основными представителями такого технического решения являлись самолеты миг-17, су-24, су-22.

Стреловидность крыла нужна, чтобы воздушный поток, создающий подъемную силу, не достигал локальной скорости звука, или это случалось при большем числе махов.

Практическая часть

    1. Опыт с макетами самолетов

В рамках практической части мы сделали модели самолетов, у которых отличались лишь формы крыльев (рис. 14-15). Мы сравниваем самолет с прямой формой крыла и треугольной. Из теоретической части мы понимаем, что профиль крыла должен быть не плоским, чтобы возникала подъемная сила. Площадь крыльев будет одинаковой и масса самолетов тоже одинаковая. Фюзеляж, оперения были одинаковые.

Как материал мы использовали картон, бумагу, деревяные шпажки, клей ПВА, канцелярский клей.

Мы построили чертеж (приложения 1-2) с измерениями и собрали по нему два самолета. Чтобы минимизировать ветренные потоки, мы запускали самолеты в помещении и провели измерения. Мы провели два опыта с разной силой броска. В первом опыте макеты самолетов бросались с минимальной силой. Во втором опыте бросались с максимальной силой броска человека, а следовательно, с максимальной скоростью. Таблица полученных результатов:

 

1 опыт. Минимальная сила броска. Дальность полета(м)

2 опыт. Максимальная сила броска. Дальность полета (м)

1 самолет. Прямые крылья

4-5

6-7

2 самолет. Треугольные крылья.

2-3

9-10

В первом опыте, когда мы бросали самолет слабо, можно заметить, что дальность полета у самолета с прямым крылом больше, чем у самолета с треугольным. Во втором опыте мы видим, что теперь дальность полета у в

Рис. 15

Рис. 14

торого самолета больше, чем у первого. Так же заметим, что во втором опыте, первый самолет начал увеличивать угол атаки при своем полете, из-за чего терял скорость.

    1. Вывод

Из этого можно сделать вывод, что при увеличении силы броска, то есть увеличении скорости самолет с прямым крылом приобретает большее сопротивление, нежели самолет с треугольным крылом, из-за чего его скорость становится медленнее, а само крыло приобретает «эффект воздушного змея» и начинает увеличивать угол атаки. Из-за увеличения угла атаки коэффициент аэродинамического качества сначала увеличивается, но следом уменьшается и самолет начинает падать.

Заключение

Проанализировав имеющиеся источники и Интернет-ресурсы, нами были выявлены несколько основополагающих понятий: самолет, крыло самолета. В работе мы познакомились с аэродинамическим качеством, подъемной силой и силой сопротивления, коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы. Выяснили какие виды крыльев самолета существуют. Изучили их классификацию, принцип действия, преимущества и недостатки, технические характеристики.

Мы провели эксперименты с двумя макетами самолетов: первый был оснащен прямоугольными крыльями, а второй — треугольными. Результаты испытаний показали, что сила сопротивления у макета с прямоугольными крыльями оказалась выше, чем у макета с треугольными крыльями.

Эти результаты свидетельствуют о том, что аэродинамическая форма крыла значительно влияет на эффективность полета. Треугольные крылья, обладая более оптимальной аэродинамической формой, демонстрируют меньшую силу сопротивления, что может привести к улучшению летных характеристик самолетов. Данное исследование подчеркивает важность правильного выбора конфигурации крыла для достижения максимальной эффективности и производительности летательных аппаратов.

В ходе исследования подтверждена гипотеза о том, что изменение формы крыла самолета оказывает значительное влияние на его аэродинамические характеристики, в частности на силу сопротивления

Используемые источники

  1. Литература:

    1. «Аэродинамика и самолетостроение» В.В. Бирюк, Е.В. Благин, Ю.Д. Лысенко, Д.А. Угланов 20180

    2. «Ваши крылья» Ассен Джорданов 1937

    3. «Крыло и средства улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета» Чунарева Н.Н., Ефимова М.Г., Солонин В.П. 2000

    4. «Теория полета и конструкция полета» Данилин А.И. 1988

  2. Интернет-источники:

2.1 https://bigenc.ru/c/krylo-letatel-nogo-apparata-af591e

2.2 https://prosopromat.ru/istoriya-sopromata/ocherki-iz-istorii-nauki/otec-russkoj-aviacii-n-e-zhukovskij/raboty-n-e-zhukovskogo-po-teoreticheskoj-aerodinamike.html

    1. https://pikabu.ru/story/zachem_nuzhna_obratnaya_strelovidnost_kryila_8199613

2.4 https://dzen.ru/a/XnxFISesRzmWbKSB

Приложения

П риложение 1

П риложение 2

Просмотров работы: 13