Präsentation zum Heben von Flugzeugflügeln. Bericht zum Thema „Flügelauftrieb

*Ein Flugzeugflügel ist so konstruiert, dass er den nötigen Auftrieb erzeugt, um das Flugzeug in der Luft zu halten. Je größer die Auftriebskraft und je geringer der Luftwiderstand, desto besser ist die aerodynamische Qualität eines Flügels. Der Auftrieb und der Widerstand eines Flügels hängen von den geometrischen Eigenschaften des Flügels ab. Die geometrischen Eigenschaften des Flügels werden auf die Eigenschaften des Flügels im Grundriss und in den Eigenschaften reduziert

Die Flügel moderner Flugzeuge sind im Grundriss elliptisch (a), rechteckig (b), trapezförmig (c), gepfeilt (d) und dreieckig (e).

Querwinkel V eines Flügels Geometrische Eigenschaften eines Flügels Die Form eines Flügels im Grundriss wird durch seine Spannweite, sein Seitenverhältnis, seine Verjüngung, seine Pfeilung und sein Quer-V charakterisiert. Die Flügelspannweite L ist der Abstand zwischen den Enden des Flügels in einer Geraden Linie. Die Flügelfläche im Plan Scr wird durch die Konturen des Flügels begrenzt.

Die Fläche der trapezförmigen und gepfeilten Flügel wird als Fläche zweier Trapeze berechnet, wobei b 0 die Grundsehne m ist; bk – Endakkord, m; - durchschnittliche Flügelsehne, m Flügelseitenverhältnis ist das Verhältnis der Flügelspannweite zur durchschnittlichen Flügelsehne. Wenn wir anstelle von bav seinen Wert aus Gleichheit (2.1) ersetzen, wird das Flügelseitenverhältnis durch die Formel für modern bestimmt Bei Überschall- und Transschallflugzeugen darf das Flügelseitenverhältnis 2 bis 5 nicht überschreiten. Bei Flugzeugen mit niedriger Geschwindigkeit kann das Seitenverhältnis 12 bis 15 und bei Segelflugzeugen bis zu 25 erreichen.

Die Konizität des Flügels ist das Verhältnis der Axialsehne zur Endsehne. Bei Unterschallflugzeugen beträgt die Konizität des Flügels normalerweise nicht mehr als 3, bei Transsonik- und Überschallflugzeugen kann sie jedoch in weiten Grenzen variieren. Der Pfeilungswinkel ist der Winkel zwischen der Linie der Flügelvorderkante und der Querachse des Flugzeugs. Der Sweep kann auch entlang der Brennlinie (1/4 Sehne von der Angriffskante) oder entlang einer anderen Linie des Flügels gemessen werden. Bei transsonischen Flugzeugen erreicht er 45° und bei Überschallflugzeugen 60°. Der Flügel-V-Winkel ist der Winkel zwischen der Querachse des Flugzeugs und der Unterseite des Flügels. In modernen Flugzeugen liegt der Quer-V-Winkel im Bereich von +5° bis -15°. Das Profil eines Flügels ist die Form seines Querschnitts. Profile können symmetrisch oder asymmetrisch sein. Asymmetrisch wiederum kann bikonvex, plankonvex, konkav-konvex usw. sein. S-förmig. Lentikular und keilförmig können für Überschallflugzeuge verwendet werden. Die Hauptmerkmale des Profils sind: Profilsehne, relative Dicke, relative Krümmung

Profilsehne b ist ein gerades Segment, das die beiden am weitesten entfernten Punkte des Profils verbindet. Formen der Flügelprofile 1 - symmetrisch; 2 - nicht symmetrisch; 3 - plankonvex; 4 - bikonvex; 5 - S-förmig; 6 - laminiert; 7 - linsenförmig; 8 - rautenförmig; 9 prominent

Geometrische Eigenschaften des Profils: b - Profilsehne; Smax – größte Dicke; fmax - Krümmungspfeil; x-Koordinate des größten Anstellwinkels des Flügels

Die gesamte aerodynamische Kraft und der Punkt ihrer Anwendung R ist die gesamte aerodynamische Kraft; Y – Auftriebskraft; Q – Widerstandskraft; - Anstellwinkel; q - Qualitätswinkel Die relative Profildicke c ist das Verhältnis der maximalen Dicke Cmax zur Sehne, ausgedrückt in Prozent:

Die relative Profildicke c ist das Verhältnis der maximalen Profildicke Cmax zur Profilsehne, ausgedrückt in Prozent: Die Position der maximalen Profildicke Xc wird als Prozentsatz der Profilsehnenlänge ausgedrückt und von der Nase aus gemessen. die relative Dicke des Profils liegt innerhalb von 416 %. Die relative Krümmung des Profils f ist das Verhältnis der maximalen Krümmung f zur Sehne, ausgedrückt in Prozent. Der maximale Abstand von der Profilmittellinie zur Sehne bestimmt die Krümmung des Profils. Die Mittellinie des Profils wird im gleichen Abstand von der oberen und unteren Kontur des Profils gezeichnet. Bei symmetrischen Profilen ist die relative Krümmung Null, bei asymmetrischen Profilen ist dieser Wert jedoch von Null verschieden und überschreitet nicht 4 %.

DURCHSCHNITTLICHE AERODYNAMISCHE SEITE EINES FLÜGELS Die durchschnittliche aerodynamische Profiltiefe eines Flügels (MAC) ist die Profiltiefe eines rechteckigen Flügels, der die gleiche Fläche, die Größe der gesamten aerodynamischen Kraft und die Position des Druckzentrums (CP) wie angegeben hat Flügel bei gleichen Anstellwinkeln.

Für einen trapezförmigen ungedrehten Flügel wird der MAR durch die geometrische Konstruktion bestimmt. Dazu wird der Flugzeugflügel im Grundriss (und in einem bestimmten Maßstab) gezeichnet. Auf die Fortsetzung des Grundakkords wird ein Segment gelegt, das der Größe des Endakkords entspricht, und auf die Fortsetzung des Endakkords (nach vorne) wird ein Segment gelegt, das der Größe des Grundakkords entspricht. Die Enden der Segmente werden durch eine gerade Linie verbunden. Zeichnen Sie dann die Mittellinie des Flügels und verbinden Sie den geraden Mittelpunkt der Grund- und Endsehnen. Die durchschnittliche aerodynamische Sehne (MAC) verläuft durch den Schnittpunkt dieser beiden Linien.

Wenn Sie die Größe und Position des MAR am Flugzeug kennen und diese als Basislinie verwenden, bestimmen Sie relativ dazu die Position des Schwerpunkts des Flugzeugs, des Druckzentrums des Flügels usw. Die aerodynamische Kraft des Flugzeugs wird durch den Flügel erzeugt und im Druckzentrum aufgebracht. Der Druckschwerpunkt und der Schwerpunkt fallen in der Regel nicht zusammen und daher entsteht ein Kraftmoment. Die Größe dieses Moments hängt von der Größe der Kraft und dem Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem Druckzentrum ab, dessen Position als Abstand vom Beginn des MAR definiert ist, ausgedrückt in linearen Größen oder als Prozentsatz davon Länge des MAR.

FLÜGELDRAG Der Luftwiderstand ist der Widerstand gegen die Bewegung eines Flugzeugflügels in der Luft. Es besteht aus Profil-, Induktivitäts- und Wellenwiderstand: Xcr = Xpr + Hind + XV. Der Wellenwiderstand wird nicht berücksichtigt, da er bei Fluggeschwindigkeiten über 450 km/h auftritt. Der Profilwiderstand setzt sich aus Druck- und Reibungswiderstand zusammen: Xpr = XD + Xtr. Der Druckwiderstand ist der Druckunterschied vor und hinter dem Flügel. Je größer dieser Unterschied ist, desto größer ist der Druckwiderstand. Der Druckunterschied hängt von der Form des Profils, seiner relativen Dicke und Krümmung ab; in der Abbildung wird er durch Cx – den Profilwiderstandskoeffizienten – angegeben.

Je größer die relative Dicke des Profils ist, desto stärker steigt der Druck vor dem Flügel und desto stärker nimmt er hinter dem Flügel, an seiner Hinterkante, ab. Dadurch erhöht sich die Druckdifferenz und damit auch der Druckwiderstand. Wenn eine Luftströmung das Flügelprofil bei Anstellwinkeln nahe dem kritischen Winkel umströmt, erhöht sich der Druckwiderstand deutlich. In diesem Fall nehmen die Abmessungen des wirbelbegleitenden Strahls und der Wirbel selbst stark zu. Durch die Manifestation der Luftviskosität in der Grenzschicht des strömenden Flügelprofils entsteht ein Reibungswiderstand. Die Größe der Reibungskräfte hängt von der Struktur der Grenzschicht und dem Zustand der stromlinienförmigen Oberfläche des Flügels (deren Rauheit) ab. In einer laminaren Grenzschicht der Luft ist der Reibungswiderstand geringer als in einer turbulenten Grenzschicht. Folglich ist der Reibungswiderstand umso geringer, je mehr Teile der Flügeloberfläche von der laminaren Grenzschicht der Luftströmung umströmt werden. Die Höhe des Reibungswiderstands wird beeinflusst von: der Geschwindigkeit des Flugzeugs; Oberflächenrauheit; Flügelform. Je höher die Fluggeschwindigkeit, desto schlechter ist die Oberflächenbearbeitung des Flügels und je dicker das Flügelprofil, desto größer der Reibungswiderstand.

Induktiver Widerstand ist eine Erhöhung des Luftwiderstands, die mit der Bildung des Flügelauftriebs einhergeht. Wenn eine ungestörte Luftströmung einen Flügel umströmt, entsteht ein Druckunterschied über und unter dem Flügel. Dadurch strömt ein Teil der Luft an den Enden der Flügel von einer Zone mit höherem Druck zu einer Zone mit niedrigerem Druck

Der Winkel, um den die den Flügel mit der durch die Vertikalgeschwindigkeit U induzierten Geschwindigkeit V umströmende Luftströmung abgelenkt wird, wird als Strömungswinkel bezeichnet. Sein Wert hängt vom Wert der durch das Wirbelseil induzierten Vertikalgeschwindigkeit und der Anströmgeschwindigkeit V ab

Aufgrund der Strömungsschräge weicht der wahre Anstellwinkel des Flügels in jedem seiner Abschnitte um jeden Betrag vom geometrischen oder scheinbaren Anstellwinkel ab. Wie bekannt ist, ist die Auftriebskraft des Flügels ^Y immer senkrecht zur entgegenkommenden Strömung, ihrer Richtung. Daher weicht der Auftriebsvektor des Flügels in einem Winkel ab und steht senkrecht zur Richtung der Luftströmung V. Die Auftriebskraft ist nicht die gesamte Kraft ^Y", sondern ihre Komponente Y, die senkrecht zur Gegenströmung gerichtet ist

Aufgrund der Kleinheit des Werts gehen wir davon aus, dass er gleich ist. Die andere Komponente der Kraft Y ist: Diese Komponente ist entlang der Strömung gerichtet und wird als induktiver Widerstand bezeichnet (Abbildung oben). So ermitteln Sie den Wert des induktiven Widerstands , ist es notwendig, die Geschwindigkeit ^ U und den Strömungsschrägenwinkel von der Flügeldehnung, dem Auftriebskoeffizienten Su und der Flügelform in der Draufsicht zu berechnen, wobei A der berücksichtigte Koeffizient ist Berücksichtigen Sie die Form des Flügels in der Draufsicht. Bei Flugzeugflügeln ist eff die Dehnung des Flügels ohne Berücksichtigung der Rumpffläche, die im Grundriss einen Teil des Flügels einnimmt.

wobei Cxi der Koeffizient der induktiven Reaktanz ist. Er wird durch die Formel bestimmt. Aus der Formel ist ersichtlich, dass Cx direkt proportional zum Auftriebskoeffizienten und umgekehrt proportional zum Flügelseitenverhältnis ist. Bei einem Anstellwinkel von Null Auftrieb ist der induktive Widerstand Null. Bei überkritischen Anstellwinkeln wird die gleichmäßige Strömung um das Flügelprofil gestört und daher ist die Formel zur Bestimmung von Cx 1 für die Bestimmung seines Wertes nicht akzeptabel. Da der Wert von Cx umgekehrt proportional zum Flügelseitenverhältnis ist, haben Flugzeuge, die für Langstreckenflüge vorgesehen sind, ein großes Flügelseitenverhältnis: = 14... 15.

AERODYNAMISCHE QUALITÄT EINES FLÜGELS Die aerodynamische Qualität eines Flügels ist das Verhältnis der Auftriebskraft zur Widerstandskraft des Flügels bei einem gegebenen Anstellwinkel, wobei Y die Auftriebskraft in kg ist; Q – Widerstandskraft, kg. Wenn wir die Werte von Y und Q in die Formel einsetzen, erhalten wir: Je größer die aerodynamische Qualität des Flügels, desto perfekter ist er. Der Qualitätswert kann bei modernen Flugzeugen 14–15 und bei Segelflugzeugen 45–50 betragen. Dies bedeutet, dass ein Flugzeugflügel eine Auftriebskraft erzeugen kann, die den Luftwiderstand um das 14- bis 15-fache übersteigt, bei Segelflugzeugen sogar um das 50-fache.

Die aerodynamische Qualität wird durch den Winkel zwischen den Auftriebsvektoren und den aerodynamischen Gesamtkräften charakterisiert. Je größer die aerodynamische Qualität, desto kleiner der Qualitätswinkel und umgekehrt. Die aerodynamische Qualität des Flügels hängt, wie aus der Formel hervorgeht, von den gleichen Faktoren ab wie die Koeffizienten Su und Cx, also vom Anstellwinkel, der Profilform, dem Flügelgrundriss, der Flug-Machzahl und der Oberflächenbehandlung. EINFLUSS DES ANGRIFFSWINKELS AUF DIE AERODYNAMISCHE QUALITÄT Wenn der Anstellwinkel einen bestimmten Wert erreicht, nimmt die aerodynamische Qualität zu. Bei einem bestimmten Anstellwinkel erreicht die Qualität den Maximalwert Kmax. Dieser Winkel wird naiv als günstigster Anstellwinkel bezeichnet. Beim Anstellwinkel von Nullauftrieb etwa bei Su = 0 liegt das Auftriebs-Widerstands-Verhältnis vor. gleich Null. Der Einfluss auf die aerodynamische Qualität der Profilform hängt mit der relativen Dicke und Krümmung des Profils zusammen. In diesem Fall haben die Form der Profilkonturen, die Form der Spitze und die Position der maximalen Dicke des Profils entlang der Sehne einen großen Einfluss, um große Werte von Kmax, der optimalen Dicke und Krümmung zu erhalten Profil, die Form der Konturen und die Flügeldehnung werden ausgewählt. Um höchste Qualitätswerte zu erzielen, ist die beste Flügelform elliptisch mit abgerundeter Vorderkante.

Diagramm der Abhängigkeit der aerodynamischen Qualität vom Anstellwinkel. Bildung der Sogkraft. Abhängigkeit der aerodynamischen Qualität vom Anstellwinkel und der Profildicke. Änderung der aerodynamischen Qualität des Flügels in Abhängigkeit von der Machzahl

WING POLAR Für verschiedene Berechnungen der Flügelflugeigenschaften ist es besonders wichtig, die gleichzeitige Änderung von Cy und Cx im Bereich der Fluganstellwinkel zu kennen. Zu diesem Zweck wird ein Diagramm der Abhängigkeit des Koeffizienten Cy von Cx, eine sogenannte Polare, aufgetragen. Der Name „polar“ erklärt sich aus der Tatsache, dass diese Kurve als Polardiagramm betrachtet werden kann, das auf den Koordinaten des Koeffizienten der gesamten aerodynamischen Kraft CR und dem Neigungswinkel der gesamten aerodynamischen Kraft R zur Richtung aufgebaut ist der Anströmgeschwindigkeit (vorausgesetzt, dass die Maßstäbe Cy und Cx gleich angenommen werden). Prinzip der Konstruktion einer Flügelpolare Flügelpolare Wenn wir einen Vektor vom Ursprung, kombiniert mit dem Druckmittelpunkt des Profils, zu einem beliebigen Punkt auf der Polare zeichnen, dann stellt er die Diagonale eines Rechtecks ​​dar, dessen Seiten entsprechend sind gleich Сy und Сх. Luftwiderstands- und Auftriebskoeffizient aus Anstellwinkeln – die sogenannte Flügelpolarität.

Der Polar ist für einen ganz bestimmten Flügel mit vorgegebenen geometrischen Abmessungen und Profilform gebaut. Anhand der Flügelpolarität lassen sich eine Reihe charakteristischer Anstellwinkel ermitteln. Der Nullauftriebswinkel o liegt am Schnittpunkt der Polare mit der Cx-Achse. Bei diesem Anstellwinkel ist der Auftriebskoeffizient Null (Cy = 0). Für die Flügel moderner Flugzeuge ist normalerweise o = Anstellwinkel, bei dem Cx den kleinsten Wert Cx hat. min. wird ermittelt, indem eine Tangente an die Polare parallel zur Cy-Achse gezogen wird. Bei modernen Flügelprofilen liegt dieser Winkel zwischen 0 und 1°. Der vorteilhafteste Angriffswinkel ist naiv. Da beim günstigsten Anstellwinkel die aerodynamische Qualität des Flügels maximal ist, beträgt der Winkel zwischen der Cy-Achse und der aus dem Ursprung gezogenen Tangente, also der Qualitätswinkel, bei diesem Anstellwinkel gemäß Formel (2.19) , wird minimal sein. Um die Naivität zu bestimmen, müssen Sie daher vom Ursprung aus eine Tangente an die Polare zeichnen. Der Berührungspunkt entspricht naiv. Bei modernen Flügeln liegt die Naivität zwischen 4 und 6°.

Kritischer Angriffswinkel kritisch. Um den kritischen Anstellwinkel zu bestimmen, muss eine Tangente an die Polare parallel zur Cx-Achse gezeichnet werden. Der Kontaktpunkt entspricht dem Krit. Für die Flügel moderner Flugzeuge gilt: krit = 16 -30°. Anstellwinkel mit gleicher aerodynamischer Qualität werden ermittelt, indem man eine Sekante vom Ursprung zum Pol zieht. An den Schnittpunkten finden wir die Anstellwinkel (i) während des Fluges, bei denen die aerodynamische Qualität gleich und notwendigerweise kleiner als Kmax ist.

POLAR DES FLUGZEUGS Eine der wichtigsten aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs ist die Polarität des Flugzeugs. Der Auftriebskoeffizient des Flügels Cy ist gleich dem Auftriebskoeffizienten des gesamten Flugzeugs, und der Luftwiderstandsbeiwert des Flugzeugs ist für jeden Anstellwinkel um den Betrag Cx größer als Cx des Flügels. Die Polarität des Flugzeugs wird um die Zeit Cx nach rechts von der Polarität des Flügels verschoben. Die Polarisation der Ebene wird anhand von Daten aus den Abhängigkeiten Сy=f() und Сх=f() konstruiert, die experimentell durch Blasmodelle in Windkanälen gewonnen werden. Anstellwinkel auf der Polarebene des Flugzeugs werden durch horizontale Verschiebung der auf der Polarebene des Flügels markierten Anstellwinkel eingestellt. Die Bestimmung der aerodynamischen Eigenschaften und charakteristischen Anstellwinkel entlang der Flugzeugpolarität erfolgt auf die gleiche Weise wie bei der Flügelpolarität.

Der Anstellwinkel eines Nullauftriebsflugzeugs entspricht praktisch dem Anstellwinkel eines Nullauftriebsflügels. Da die Auftriebskraft in diesem Winkel Null ist, ist bei diesem Anstellwinkel nur eine vertikale Abwärtsbewegung des Flugzeugs möglich, die als vertikaler Sturzflug oder vertikales Gleiten in einem Winkel von 90° bezeichnet wird.

Der Anstellwinkel, bei dem der Luftwiderstandsbeiwert einen minimalen Wert hat, wird durch Zeichnen einer Tangente an die Polare parallel zur Cy-Achse ermittelt. Beim Fliegen in diesem Anstellwinkel ist der Luftwiderstandsverlust am geringsten. Bei diesem Anstellwinkel (oder nahe daran) wird der Flug mit maximaler Geschwindigkeit durchgeführt. Der günstigste Anstellwinkel (naiv) entspricht dem höchsten Wert der aerodynamischen Qualität des Flugzeugs. Grafisch wird dieser Winkel, genau wie beim Flügel, durch Zeichnen einer Tangente an die Polare vom Ursprung aus bestimmt. Die Grafik zeigt, dass die Neigung der Tangente an die Polare des Flugzeugs größer ist als die der Tangente an die Polare des Flügels. Fazit: Die maximale Qualität des Flugzeugs als Ganzes ist immer geringer als die maximale aerodynamische Qualität eines einzelnen Flügels.

Die Grafik zeigt, dass der günstigste Anstellwinkel des Flugzeugs 2 – 3° größer ist als der günstigste Anstellwinkel des Flügels. Der kritische Anstellwinkel eines Flugzeugs (krit) unterscheidet sich in seiner Größe nicht vom gleichen Winkel eines Flügels. Durch Anheben der Klappen in die Startposition (= 15 -25°) können Sie den maximalen Auftriebskoeffizienten Sumax bei relativ geringer Erhöhung des Luftwiderstandsbeiwerts erhöhen. Dadurch ist es möglich, die erforderliche Mindestfluggeschwindigkeit zu reduzieren, die praktisch die Startgeschwindigkeit des Flugzeugs beim Start bestimmt. Durch das Ausfahren der Klappen (oder Klappen) in die Startposition wird die Startlänge um bis zu 25 % verkürzt.

Beim Ausfahren der Landeklappen (oder Flaps) in die Landeposition (= 45 - 60°) kann der maximale Auftriebskoeffizient auf 80 % ansteigen, was die Landegeschwindigkeit und die Lauflänge stark reduziert. Allerdings nimmt der Luftwiderstand schneller zu als der Auftrieb, sodass die aerodynamische Qualität deutlich abnimmt. Dieser Umstand wird jedoch als positiver Betriebsfaktor genutzt – die Steilheit der Flugbahn beim Gleiten vor der Landung nimmt zu und das Flugzeug stellt folglich weniger Anforderungen an die Qualität der Anflüge zur Landebahn. Wenn jedoch solche M-Zahlen erreicht werden, bei denen die Kompressibilität nicht mehr vernachlässigt werden kann (M > 0,6 – 0,7), müssen die Auftriebs- und Widerstandsbeiwerte unter Berücksichtigung einer Kompressibilitätskorrektur ermittelt werden. wobei Suszh der Auftriebskoeffizient unter Berücksichtigung der Kompressibilität ist; Suneszh ist der Auftriebskoeffizient der inkompressiblen Strömung für den gleichen Anstellwinkel wie Suszh.

Bis zu den Zahlen M = 0,6 -0,7 fallen alle Polaren praktisch zusammen, aber bei großen Zahlen ^ M beginnen sie sich nach rechts zu verschieben und erhöhen gleichzeitig die Neigung zur Cx-Achse. Die Verschiebung der Polaren nach rechts (um große Cx) ist auf eine Erhöhung des Profilwiderstandsbeiwerts aufgrund des Einflusses der Luftkompressibilität und auf eine weitere Erhöhung der Zahl (M > 0,75 – 0,8) aufgrund des Erscheinungsbilds zurückzuführen des Wellenwiderstands. Die Zunahme der Neigung der Polaren wird durch eine Zunahme des induktiven Widerstandskoeffizienten erklärt, da bei gleichem Anstellwinkel in einem Unterschallstrom komprimierbaren Gases die aerodynamische Qualität des Flugzeugs ab dem Zeitpunkt der Kompressibilität proportional zunimmt Die Wirkung macht sich merklich bemerkbar und beginnt nachzulassen.

Ein modernes Flugzeug ist eine komplexe Struktur, die aus Hunderttausenden Teilen und elektronischen Rechengeräten besteht. Das Fluggewicht von Flugzeugen erreicht mehrere hundert Tonnen. Wie entsteht der Auftrieb, der das Flugzeug in der Luft hält?

Aus der Atmosphäre wirken enorme Druckkräfte auf die Flügel und den Körper des Flugzeugs. Beispielsweise beträgt die Fläche der Flügelunterseite eines modernen Il-62-Passagierflugzeugs 240 m2 und zusammen mit der Oberfläche der Stabilisatoren 280 m2. Der Atmosphärendruck beträgt 10 5 Pa, daher wirkt die Luft mit einer Kraft von 2,8 × 10 7 N auf die Flügel. Diese Kraft ist 18-mal größer als das Gewicht des Flugzeugs mit Passagieren (das Fluggewicht des Il-62-Flugzeugs beträgt 1,54). × 10 6 N).

Damit Auftrieb entsteht, muss der Luftdruck auf der Unterseite des Flügels größer sein als auf der Oberseite.

Diese Druckumverteilung erfolgt normalerweise, wenn Luft um den Flügel strömt. Berechnen wir den Überdruck, der erforderlich ist, um eine Auftriebskraft zu erzeugen, die der auf das Flugzeug Il-62 wirkenden Schwerkraft entspricht:

Dieser Überdruck beträgt etwa das 0,05-fache des normalen Atmosphärendrucks. Das Beispiel zeigt, dass es für den Start eines Flugzeugs ausreicht, einen leichten Überdruck zu erzeugen. Wie entsteht es?

Wenn der Luftstrom beginnt, den Flügel zu umströmen, entsteht aufgrund der Wirkung von Reibungskräften an der Hinterkante des Flügels ein Wirbel, in dem sich die Luft gegen den Uhrzeigersinn dreht, wenn sich der Flügel nach links bewegt (Abb. 2.3.) . Nach den Gesetzen der Mechanik sollte jedoch bei einer Drehung gegen den Uhrzeigersinn eine Drehung im Uhrzeigersinn erfolgen (dies ergibt sich aus dem Gesetz der Drehimpulserhaltung, das besagt, dass in einem geschlossenen System von Körpern der gesamte (Gesamt-)Impuls konstant bleibt). Diese Luftrotation findet um den Flügel herum statt. Die Luftzirkulation um den Flügel überlagert die Umströmung des Flügels. Dadurch fällt die Geschwindigkeit der Luftströmung über dem Flügel größer aus als unter dem Flügel, da oberhalb des Flügels die Zirkulationsgeschwindigkeit die gleiche Richtung hat wie die Geschwindigkeit der auf den Flügel einfallenden Strömung und unter dem Flügel diese Geschwindigkeiten sind in entgegengesetzter Richtung. Aber nach dem Bernoulli-Gesetz müsste der Druck dort größer sein, wo die Geschwindigkeit geringer ist. Daher herrscht unter dem Flügel mehr Druck als darüber. Dadurch entsteht eine Auftriebskraft.

Sie können grob abschätzen, wovon der Druckabfall um den Flügel abhängt. Bewegt sich ein Flugzeug mit einer Geschwindigkeit relativ zur Luft, so ist in dem dem Flugzeug zugeordneten Koordinatensystem der Flügel bewegungslos und ein Luftstrom mit der gleichen absoluten Geschwindigkeit nähert sich ihm. Bezeichnen wir den Modul der Umluftgeschwindigkeit mit u. Dann ist der Modul der Luftgeschwindigkeit über dem Flügel gleich v 1 = v + u, und unter dem Flügel v 2 = v – u. Schreiben wir das Bernoulli-Gesetz auf:

p 1 + = p 2 + .

D p = p 2 – p 1 = R ( - ) = 2 R vu.

In den unteren Schichten der Atmosphäre, wo die Luftdichte höher ist, kann bereits bei geringen Fluggeschwindigkeiten ausreichend Auftrieb entstehen. In großen Höhen nimmt die Luftdichte ab, dort können sich jedoch erhebliche Geschwindigkeiten entwickeln und dadurch die notwendige Auftriebskraft entstehen.

Die Geschwindigkeit des Il-62-Flugzeugs beträgt 900 km/h und in den Flughöhen beträgt die Luftdichte etwa 1 kg/m3. Daher entsteht bei einer Umlaufgeschwindigkeit von etwa 10 m/s der für den Flug notwendige Druckabfall:

D P = Pa = 5×10 3 Pa.

Das Gesetz von Bernoulli ermöglicht es zu verstehen, warum an einem Flugzeugflügel Auftrieb entsteht. Die Geschwindigkeit der umströmenden Luft ist an der Oberkante des Flügels größer als an der Unterkante. Daher ist der Luftdruck an der Unterkante des Flügels größer als an der Oberkante.

Flügelauftrieb
Flügelauftrieb
Autor: Andrey Sinegubov
Gruppe: E3-42
Künstlerischer Leiter: Burtsev Sergey
Aleksejewitsch

Darstellung des Problems

Umgebungsmodell

Aerodynamisches Profil

Bedienoberfläche

Berechnungsformeln

Satz von Schukowski

Flügelauftrieb

Liste der verwendeten Quellen

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