Как найти хорду крыла самолета

К сожалению, я ненашел ни одной статьи по аэродинамики “для моделиста”. Ни на форумах, ни в дневниках, ни в блогах- ни где нет нужной “выжимки” по этой теме. А вопросов возникает море, особенно у новичков, да и те, кто считает себя “уже не новичком”, зачастую не утруждают себя изучением теории. Но мы это исправим!)))

Сразу скажу, сильно углубляться в эту тему не буду, иначе это получится, как минимум научный труд, с кучкой непонятных формул! И тем более я не стану пугать вас такими терминами, как “число Рейнольдса”- кому будет интересно- можете почитать на досуге.

Итак, договорились- только самое нужное для нас- моделистов. )))

Силы, действующие на самолет в полете.

В полете самолет подвергается влиянию многих сил, обусловленных наличием воздуха, но все их можно представить в виде четырех главных сил: силы тяжести, подъемной силы, силы тяги винта и силы сопротивления воздуха (лобовое сопротивление). Сила тяжести остается всегда постоянной, если не считать уменьшения ее по мере расхода горючего. Подъемная сила противодействует весу самолета и может быть больше или меньше веса, в зависимости от количества энергии, затрачиваемой на движение вперед. Силе тяги винта противодействует сила сопротивления воздуха (иначе лобовое сопротивление).

При прямолинейном и горизонтальном полете эти силы взаимно уравновешиваются: сила тяги винта равна силе сопротивления воздуха, подъемная сила равна весу самолета. Ни при каком ином соотношении этих четырех основных сил прямолинейный и горизонтальный полет невозможен.

Любое изменение любой из этих сил повлияет на характер полета самолета. Если бы подъемная сила, создаваемая крыльями, увеличилась по сравнению с силой тяжести, результатом оказался бы подъем самолета вверх. Наоборот, уменьшение подъемной силы против силы тяжести вызвало бы снижение самолета, т. е. потерю высоты.

Если равновесие сил не будет соблюдаться, то самолет будет искривлять траекторию полета в сторону преобладающей силы.

Про крыло.

Размах крыла– расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии крыла, и касающимися его крайних точек. Р. к. это важная геометрическая характеристика летательного аппарата, оказывающяя влияние на его аэродинамические и лётно-технические характеристики, а также является одним из основных габаритных размеров летательного аппарата. 

Удлинение крыла– отношение размаха крыла к его средней аэродинамической хорде. Для непрямоугольного крыла удлинение = (квадрат размаха)/площадь. Это можно понять, если за основу возьмём прямоугольное крыло, формула будет проще: удлинение = размах/хорду. Т.е. если крылоимеет размах 10 метров а хорда = 1 метр, то удлинение будет = 10.

Чем больше удлинение- тем меньше индуктивное сопротивление крыла, связанное с перетеканием воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю через законцовку с образованием концевых вихрей. В первом приближении можно считать, что характерный размер такого вихря равен хорде-  и с ростом размаха вихрь становится всё меньше и меньше по сравнению с размахом крыла. Естественно, чем меньше индуктивное сопротивление- тем меньше и общее сопротивление системы, тем выше аэродинамическое качество. Естественно, у конструкторов возникает соблазн сделать удлинение как можно больше. И тут начинаются проблемы: наряду с применением высоких удлинений конструкторам приходится увеличивать прочность и жёсткость крыла, что влечет за собой непропорциональное увеличение массы крыла.

С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большую подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.

Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла.

Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.

Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Крыло эллиптической формы в плане обладает самым высоким аэродинамическим качеством- минимально возможным сопротивлением при максимальной подъемной силе. К сожалению, крыло такой формы применяется не часто из-за сложности конструкции, низкой технологичности и плохих срывных характеристик. Однако сопротивление на больших углах атаки крыльев другой формы в плане всегда оценивается по отношению к эллиптическому крылу. Наилучший пример применения крыла такого вида- английский истребитель “Спитфайер”.

Крыло прямоугольной формы в плане имеет самое высокое сопротивление на больших углах атаки. Однако такое крыло, как правило, имеет простую конструкцию, технологично и имеет очень неплохие срывные характеристики.

Крыло трапецеидальной формы в плане по величине воздушного сопротивления приближается к эллиптическому. Широко применялось в конструкциях серийных самолетов. Технологичность ниже, чем у прямоугольного крыла. Получение приемлемых срывных характеристик также требует некоторых конструкторских ухищрений. Однако крыло трапецеидальной формы и правильной конструкции обеспечивает минимальную массу крыла при прочих равных условиях. Истребители Bf-109 ранних серий имели трапецевидное крыло с прямыми законцовками:

Крыло комбинированной формы в плане. Как правило, форма такого крыла в плане образуется несколькими трапециями. Эффективное проектирование такого крыла предполагает проведение многочисленных продувок, выигрыш в характеристиках составляет несколько процентов по сравнению с трапецеидальным крылом.

Стреловидность крыла — угол отклонения крыла от нормали к оси симметрии самолёта, в проекции на базовую плоскость самолета. При этом положительным считается направление к хвосту.Существует стреловидность по передней кромке крыла, по задней кромке и по линии четверти хорд. 

Крыло обратной стреловидности (КОС) — крыло с отрицательной стреловидностью.

Преимущества:

Су-47 “Беркут” с обратной стреловидностью:

Чехословацкий планер LET L-13 с обратной стреловидностью крыла:

Нагрузка на крыло — отношение веса летательного аппарата к площади несущей поверхности. Выражается в кг/м² (для моделей- гр/дм²).Величина нагрузки на крыло определяет взлетно-посадочную скорость летательного аппарата, его маневренность, и срывные характеристики.

По-простому, чем меньше нагрузка, тем меньшая скорость требуется для полета, следовательно тем меньше требуется мощности двигателя.

Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки. Или проще- Хорда — отрезок прямой, соединяющей две наиболее удаленные друг от друга точки профиля.

Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании.

Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определить.

Для крыла, прямоугольного в плане, САХ равна хорде крыла.

Для трапециевидного крыла САХ определяется путем геометрического построения. Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (и в определенном масштабе). На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине концевой хорде, а на продолжении концевой хорды (вперед) откладывается отрезок, равный корневой хорде. Концы отрезков соединяют прямой линией. Затем проводят среднюю линию крыла, соединяя прямой середины корневой и концевой хорд. Через точку пересечения этих двух линий и пройдет средняя аэродинамическая хорда (САХ).

Зная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяют относительно нее положение центра тяжести самолета, которое измеряется в % длины САХ.

Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива и т. д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести.

Расстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины, называется центровкой самолета.

Профиль крыла

Форма крыла в поперечном сечении называется профилем крыла. Профиль крыла оказывает сильнейшее влияние на все аэродинамические характеристики крыла на всех режимах полёта. Соответственно, подбор профиля крыла – важная и ответственная задача. Впрочем, в наше время подбором профиля крыла из существующих занимаются только самодельщики.

Профиль крыла – это одна из основных составляющих, формирующих летательный аппарат и самолет в частности, так как крыло все же его неотъемлемая часть. Совокупность некоторого количества профилей составляют целое крыло, причем по всему размаху крыла они могут быть разные. А от того, какие они будут, зависит назначение самолета и то, как он будет летать. Типов профилей достаточно много, но форма их принципиально всегда каплевидна. Этакая сильно вытянутая горизонтальная капля. Однако капля эта обычно далека от совершенства, потому что кривизна верхней и нижней поверхностей у разных типов разная, как впрочем и толщина самого профиля. Классика – это когда низ близок к плоскости, а верх выпуклый по определенному закону. Это так называемый несимметричный профиль, но есть и симметричные, когда верх и низ имеют одинаковую кривизну.

Разработка аэродинамических профилей проводилась практически с начала истории авиации, проводится она и сейчас.Делается это в специализированных учреждениях. Ярчайшим представителем такого рода учреждений в России является ЦАГИ – Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского. А в США – такие функции выполняет Исследовательский центр в Лэнгли (подразделение NASA).

THE END?                                                                    

                                                                 Продолжение следует…..

Средняя аэродинамическая хорда крыла

Положение центра
тяжести самолёта ориентируется
относительно средней
аэродинамической хорды крыла.

Средней
аэродинамической хордой крыла
(САХ)
называется
хорда такого прямоугольного крыла,
которое имеет одинаковые с данным крылом
площадь, величину полной аэродинамической
силы и положение центра давления (ЦД)
при равных углах атаки (Рисунок 12.4).

Рисунок
12.4 Средние аэродинамические хорды
крыльев

Координаты САХ
для каждого самолета определяются в
процессе проектирования и указываются
в техническом описании. Сама хорда
наносится на чертеж общего вида самолета,
см. Рисунок 12.3.

Зная величину и
положение САХ
на самолете, относительно нее определяется
положение центра тяжести самолета,
центра давления крыла фокуса и т. д.

Положение центра
тяжести и центра давления, как правило,
не совпадают. Поэтому образуется момент
аэродинамической силы крыла относительно
центра тяжести. Величина этого момента
зависит от величины силы и расстояния
между ЦТ и центром давления. Их положение
определяется расстоянием от начала
САХ,
выраженное в линейных величинах или в
процентах длины САХ.

Задача:
Определите
величину и положение САХ стреловидного
крыла, размах которого l=40м,
bкор=6м,
bконц=2м.

Задача:
Определите
изменение центровки самолёта, если в
полёте было выработано 10000 кгс топлива
из бака, расположенного перед центром
тяжести самолёта на расстоянии 1,5м от
него. Начальный вес самолёта 40000 кгс.
Начальная центровка Хт=
25%, длина САХ
bcax
= 4м.

Занятие №22

Продольное равновесие и балансировка самолета

Продольное
равновесие
– это такое
состояние самолёта, при котором он не
изменяет своего положения в полёте
относительно поперечной оси оz .

Чтобы обеспечить
продольное равновесие самолета в полете,
необходимо его сбалансировать.

Балансировкой
самолета
называется процесс выдерживания
равновесия в полете.
Для этого необходимо уравновесить все
моменты, действующие относительно оси
оz.

Для объяснения
балансировки рассмотрим установившийся
горизонтальный полет ().

На
самолет действуют следующиепродольные
моменты.

Рисунок 12.5
Условия продольного равновесия самолета
в горизонтальном полете

-Вес G
приложен к центру тяжести, следовательно,
момент его относительно оси оz
всегда равен нулю;

-Подъемная сила Y
действует на плече а,
и ее момент стремится повернуть самолет
на уменьшение угла атаки. Момент
подъемной силы крыла называется моментом
крыла. Так
как этот
момент стремится уменьшить угол атаки
самолета, его называют пикирующим;

– Если сила тяги Р
и сила лобового сопротивления Х
проходят через ЦТ, т. е. их моменты равны
нулю.

Чтобы самолет не
поворачивался и продолжал горизонтальный
полет, необходимо уравновесить пикирующий
момент. Для этого горизонтальное оперение
(ГО) должно создавать подъемную силу
y_Г.О.,
направленную вниз.

Момент подъемной
силы горизонтального оперения называется
моментом
горизонтального оперения:

М_го
⁼
-Y_гo.
L_го,

где
l_го
– плечо
действия подъемной силы
ГО
относительно оси оz.

– Момент горизонтального
оперения считается кабрирующим,
если он стремится увеличить угол атаки
самолета (угол тангажа).

На величину
подъемной силы горизонтального оперения
большое влияние оказывают крыло
самолета, а также работа силовой
установки.

Влияние крыла
на горизонтальное оперение.
Условия обтекания потоком горизонтального
оперения отличаются от условий обтекания
крыла. Воздушный поток от крыла самолета
набегает на стабилизатор горизонтального
оперения и изменяет его угол атаки.

Углом атаки
стабилизатора
называется угол между хордой профиля
стабилизатора и направлением набегающего
потока. Угол атаки стабилизатора равен
сумме углов атаки крыла α и угла установки
стабилизатора
:

α_ст=

.

Под влиянием крыла
самолета воздушный поток ГО отклоняется
от своего направления вниз на некоторый
угол
,
называемый
углом скоса
потока (
Рисунок12.6).

Рисунок 12.6
Момент горизонтального оперения

За счет скоса
потока угол атаки стабилизатора
дополнительно уменьшается: α_ст=α
+ φ_ст
– έ. Следовательно, момент горизонтального
оперения также уменьшается. В формуле:

α – угол атаки
крыла;

α_с
–
угол атаки
стабилизатора;

έ – угол скоса
потока;

φ_ст–
угол установки стабилизатора.

Влияние работы
винта на продольное равновесие. Если
тяга силовой установки проходит вне
центра тяжести самолета, то есть выше
или ниже его (децентрация
тяги),
будет действовать дополнительный
продольный момент (Рис 12.6).

Современные
самолеты, как правило, имеют переднюю
центровку, а при передней центровке
крыло создает пикирующий момент. Если
самолет имеет верхнюю
децентрацию
тяги силовой установки, это приводит к
созданию дополнительного пикирующего
момента. Поэтому при увеличении тяги
двигателя самолет будет стремиться
уменьшить угол атаки.

При
уменьшении тяги двигателя самолет,
наоборот, стремится увеличить угол
атаки.

Следовательно, с
учетом рассмотренных факторов
горизонтальное оперение должно создавать
момент, который должен быть равным по
величине моменту подъемной силы крыла:
Сбалансированным
считается самолет, у которого алгебраическая
сумма всех моментов относительно оси
оz
равна нулю:

Mz
= 0.

Выводы:
-Горизонтальное оперение – это орган
продольной балансировки на самолете.
Продольная балансировка осуществляется
при помощи отклонения руля
высоты. Если
под влиянием внешних факторов продольное
равновесие нарушается, летчик отклоняет
руль высоты, изменяя тем самым момент
горизонтального оперения (см. Рисунок12.5);

-Продольная
балансировка обеспечивает переход от
одного режима полета к другому;

Если летчик
своевременно отклоняет ручку управления
от себя, он предотвращает выход самолета
на опасные режимы полета, сваливание и
переход в штопор.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #

Вступление

Здравствуй, мой дорогой читатель, эта небольшая статья будет рассматривать такое важное в авиации понятие, как “центровка самолета”. Это необходимо разобрать для выхода большой статьи, которой мы разберем устойчивость и управляемость самолета. Уверен Вы прочитает данную статью без напряжения и с легкостью поймете и запомните всё что будет в ней изложено.

Как определяется центровка?

Для начала необходимо понять что такое вес самолета? Как можно легко догадаться вес самолета складывается из его составляющих:

• Вес пустого самолета (Gпустого)
• Вес топлива (Gтоплива)
• Вес грузов (Gгрузов)
• Вес всех пассажиров и экипажа (Gпасс)

Gвс = Gпустого + Gтоплива + Gгрузов + Gпасс

Так вот если мы найдем равнодействующую сил всех частей самолета, то она пройдет через точку, называемую центром тяжести.

Но как это сделать? Делается это при помощи метода двойного взвешивания:

Сначала самолет ставят в некоторое положение (как показано на левой части рисунка) и находят равнодействующую сил G (зная расстояние между двумя весами и зная показания каждых из этих весов). Далее самолету меняют положение и также находят равнодействующую (как мы видим на правой части рисунка показания весов уже будут совершенно другие, ведь теперь вес распределен между стойками по иному, чем в первый раз). А далее имея две прямые равнодействующих из первого и второго взвешивания, находят точку их пересечения. Это точка центра тяжести.

Понятие “САХ”

Прежде чем перейти к определению центровки самолета необходимо остановится на понятии средней аэродинамической хорде крыла.

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) – хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки.

Сейчас станет понятнее, посмотрите на рисунок. У нас есть крыло 1, и его средняя аэродинамическая хорда аналогична хорде прямоугольного крыла 2, той же площади. Но как найти ее геометрически?

Для этого необходимо соединить середины отрезков боковых граней крыла (корневой и внешней). А дальше достроить к корневой грани крыла внешнюю грань, а к внешней добавить корневую (смотрите рисунок). Только достроить их необходимо в разные стороны (на рисунке внешняя грань добавлена к корневой вниз, а корневая к внешней – вверх). А далее соединить их концы. Точка пересечения двух построенных прямых и будет являться точкой, через которую проходит САХ. Через нее проводим прямую параллельную корневой и внешней граням.

Определение центровки

И вот теперь мы можем переходить к определению центровки самолета.

Итак, теперь мы умеем определять положение центра тяжести (ЦТ) и знаем что такое САХ. Так вот центровкой является расстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины.

Xт – это расстояние от центра тяжести до начала САХ

bсах – это длина САХ

На что влияет центровка?

Центровка является важной характеристикой самолета, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью (все эти понятия мы разберем в следующих статьях).

Предельно передняя центровка – центровка при которой самолету еще можно создать посадочной положение при данном отклонении руля высоты. Представим себе ситуацию, что предельно передняя центровка нарушена, а значит при заходе на посадку потянув ручку управления максимально на себя мы не сможем создать ему посадочное положение потому что, основной вес самолета будет сконцентрирован в передней части самолета. Это грозит нам приземлением на переднюю стойку, и ее повреждением. Да и управлять в полете таким самолетом будет практически невозможно.

Предельно задняя центровка устанавливается из соображений устойчивости самолета. Как я уже сказал об устойчивости поговорим в следующих статьях, однако уже сейчас дам Вам наглядную ситуацию. Представим, что предельно задняя центровка нарушена, а значит основной вес самолета сосредоточен в задней его части. Вдруг поток встречного ветра, а значит скорость набегающего потока увеличится, вспоминаем формулу подъемной силы, и понимаем что увеличится и подъемная сила на крыле. А так как крыло находится впереди хвоста, то из за этого приращения подъемной силы задняя часть самолета опустится еще ниже и его теперь еще труднее будет удерживать в горизонтальном полете.

---

САХ – средняя аэродинамическая хорда крыла.

          При проектировании модели особое внимание следует уделять продольной устойчивости, т. е. способности модели восстанавливать свое исходное положение после действия возмущений в продольной плоскости (плоскости симметрии модели). Продольную устойчивость еще называют устойчивостью по углу атаки, так как продольно устойчивая модель при любом изменении угла атаки возвращается к углу атаки, соответствующему исходному режиму полета модели.

         Продольно неустойчивая модель не восстанавливает нарушенный возмущением полет и поэтому нормально летать не может.

         У моделей появление продольных восстанавливающих моментов, необходимых для создания продольной устойчивости, возможно только при условии соответствующего выбора места расположения ц. т. (Центра Тяжести) относительно крыла, то есть центровки модели.

                Прежде чем рассматривать влияние центровки на продольную устойчивость модели, необходимо условиться, относительно какого параметра крыла нужно определять положение ц. т. Чтобы все рекомендации по выбору положения ц. т. были действительны для любых крыльев, этот параметр не должен зависеть от формы крыла в плане и его поперечного V. Таким параметром является средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ). Это условная линия, величина которой и место расположения зависят от формы крыла в плане и спереди. САХ у V-образного крыла лежит на линии хорд, у U-образного — может находиться и вне крыла.

Графические способы определения САХ крыльев разных геометрических форм показаны на рисунке. Сложнее найти положение САХ при  виде    спереди    и сбоку U-образного крыла. В этом случае сначала нужно определить САХ для центральной части (I) крыла — САХ I, затем для концевой части (II) — САХ II и только после этого — САХ всего крыла. Положение САХ от середины крыла определяется по формуле:

Перенеся САХ I и САХ II на линию хорд при виде крыла спереди, нужно соединить их прямой и уже на эту прямую спроектировать САХ всего крыла. Особенность U-образного крыла — расположение САХ вне крыла. Определив положение САХ при виде крыла в плане и спереди, нетрудно получить САХ и при виде крыла сбоку.

                Воспользовавшись найденными средними аэродинамическими хордами всего крыла и отдельных его частей, можно определить углы поперечного V вдоль размаха. Эффективный (средний) угол поперечного V для U-образного крыла связан с углами поперечного V отдельных частей крыла следующим соотношением:

      Зная форму крыла в плане и выбрав  величину угла поперечного V-образного крыла, обозначаемую как  значение ϕ_ср, можно определить углы (ϕ₁,    ϕ₂ и т.д.; при   этом нужно помнить, что угол поперечного V центральной части крыла не превышает обычно 5°.

---

---

     Положение ц, т. относительно САХ определяется двумя координатами — Xц.т и Yц.т; Xц.т — это измеряемое вдоль САХ расстояние от начала САХ до ц. т.; Yц.т — расстояние от ц.т. до САХ, измеряемое в направлении, перпендикулярном САХ. Координаты Xц.т и Yц.т, выраженные в долях САХ называются соответственно центровкой по длине САХ и центровкой  по высоте.

---

---

Источник: Книга Смирнов Э.П “Как сконструировать и построить летающую модель”

Схожие материалы: Центр тяжести , Подъемная сила

Воображаемая прямая линия, соединяющая переднюю и заднюю кромки крыла Хорда профиля крыла. Аккорды на стреловидном крыле

В аэронавтике хорда – это воображаемая прямая линия, соединяющая переднюю кромку и заднюю кромку an крыло. Длина хорды – это расстояние между задней кромкой и точкой, где хорда пересекает переднюю кромку. Точка на передней кромке, используемая для определения хорды, может быть либо точкой поверхности с минимальным радиусом, либо точкой поверхности, которая максимизирует длину хорды.

крыло, горизонтальный стабилизатор, вертикальный стабилизатор и пропеллер летательного аппарата – все основаны на сечениях аэродинамического профиля, и термин хорда или длина хорды также используется для описания их ширины. Хорда крыла, стабилизатора и воздушного винта определяется путем измерения расстояния между передней и задней кромками в направлении воздушного потока. (Если крыло имеет прямоугольную форму в плане, а не коническую или стреловидную, то хорда – это просто ширина крыла, измеренная в направлении воздушного потока.) Термин хорда также применяется к ширине закрылки, элероны и руль направления на самолете.

Этот термин также применяется к крыльям в газотурбинных двигателях, таких как турбореактивные, турбовинтовые или турбовинтовые двигатели. для силовой установки самолета.

Многие крылья имеют непрямоугольную форму, поэтому у них разные хорды в разных положениях. Обычно длина хорды наибольшая там, где крыло соединяется с фюзеляжем самолета (называется корневой хордой ), и уменьшается вдоль крыла по направлению к законцовке крыла (хорда законцовки ). Большинство реактивных самолетов имеют конструкцию с конусом стреловидного крыла. Чтобы получить характеристическую фигуру, которую можно сравнить между различными формами крыла, используется средняя аэродинамическая хорда (сокращенно MAC ), хотя ее сложно вычислить. Средняя аэродинамическая хорда важна для определения величины аэродинамической подъемной силы, создаваемой конкретной конструкцией крыла.

Содержание

• 1 Стандартная средняя хорда
• 2 Средняя аэродинамическая хорда
• 3 Коническая крыло
• 4 Ссылки
• 5 Внешние ссылки

Стандартная средняя хорда

Стандартная средняя хорда (SMC) определяется как площадь крыла, деленная на размах крыла:

SMC = S b, { displaystyle { mbox {SMC}} = { frac {S} {b}},}

где S – площадь крыла, а b – размах крыла. Таким образом, SMC – это хорда прямоугольного крыла с такой же площадью и размахом, что и у данного крыла. Это чисто геометрическая фигура, которая редко используется в аэродинамике.

Средняя аэродинамическая хорда

Средняя аэродинамическая хорда (MAC) определяется как:

MAC = 2 S { displaystyle { mbox {MAC}} = { frac {2} {S}}}∫ 0 b 2 c (y) 2 dy, { displaystyle int _ {0} ^ { frac {b} {2}} c (y) ^ {2} dy,}

где y – координата по размаху крыла, а c – хорда в координате y. Остальные условия такие же, как для SMC.

MAC – это двумерное представление всего крыла. Распределение давления по всему крылу может быть уменьшено до единственной подъемной силы и момента вокруг аэродинамического центра MAC. Поэтому часто важна не только длина, но и положение MAC. В частности, положение центра тяжести (CG) воздушного судна обычно измеряется относительно MAC, как процент расстояния от передней кромки MAC до CG по отношению к самому MAC.

Обратите внимание, что рисунок справа подразумевает, что MAC возникает в точке, где изменяется развертка по переднему или заднему фронту. В общем, это не так. Любая форма, отличная от простой трапеции, требует вычисления вышеуказанного интеграла.

Отношение длины (или размаха) крыла прямоугольной формы к его хорде известно как соотношение сторон, важный показатель сопротивления, вызванного подъемной силой крыло создам. (Для крыльев с непрямоугольными формами в плане коэффициент удлинения рассчитывается как квадрат размаха, деленный на площадь крыла в плане.) Крылья с более высоким коэффициентом удлинения будут иметь меньшее сопротивление, чем крылья с более низким коэффициентом удлинения. Индуцированное сопротивление наиболее существенно на малых скоростях полета. Вот почему планеры имеют длинные тонкие крылья.

Коническое крыло

Зная площадь (S w), коэффициент конусности (λ { displaystyle lambda}) и размах (b) крыла, хорда в любом положении на размахе может быть вычислена по формуле:

c (y) = 2 S w (1 + λ) b [1 – 1 – λ b | y | ], { displaystyle c (y) = { frac {2 , S_ {w}} {(1+ lambda) b}} left [1 – { frac {1- lambda} {b}} | y | right],}

где

λ = CT ip CR oot { displaystyle lambda = { frac {C _ { rm {Tip}}} {C _ { rm {Root}}} }}

ПРИМЕЧАНИЕ. Эта формула работает, только если y = 0 – законцовка крыла левого борта, а y = b – законцовка правого борта. Обычно y = 0 представляет собой середину пролета.

Примечание 2: представленная формула не работает независимо от того, используется ли y = 0 ->наконечник порта или нет, и примечание не соответствует использованию абсолютного значения y в формуле. Формула должна выглядеть так:

c (y) = 2 S w (1 + λ) b [1 – 1 – λ b | 2 года | ], { displaystyle c (y) = { frac {2 , S_ {w}} {(1+ lambda) b}} left [1 – { frac {1- lambda} {b}} | 2y | right],}

Источники

Внешние ссылки

• Аэродинамика для студентов
  • Машина обратного пути: [1]
• Поиск средней аэродинамической хорды (MAC)
• Калькулятор средней аэродинамической хорды (MAC) на основе изображений