Аэродинамика тесно связана с графиками и прочими зависимостями. Сегодня хочу рассмотреть один из таких графиков и, заодно, прославить русского физика, Николая Егоровича Жуковского (1847-1921г). Чтобы народ не заскучал, добавлю разных фото и рисунков.

А что, собственно, за кривые такие? Для начала надо рассказать про условия горизонтального полета. Установившийся горизонтальный полет (УГП) -- это полет, при котором сумма всех сил и моментов равна нулю. Скорость постоянная, высота тоже. Подъемной силе (Y, вверх) противостоит масса (G, вних), тягу (P, вперед) уравновешивает сопротивление (X, назад).

Николай Егорович, более ста лет назад, описал условие установившегося горизонтального полета через зависимость тяги, сопротивления и скорости. Этими графиками пользуются до сих пор и будут пользоваться всегда. Дальше будет понятнее.

Начнем с тяги. Тут все просто: с увеличением скорости, тяга будет немного уменьшаться. С увеличением высоты, за счет уменьшения плотности воздуха, тяга будет уменьшаться. Рисуем график (величины условные):

Это называется "располагаемой тягой", то, что мы имеем в кармане, чем мы можем пользоваться. При уменьшении оборотов -- линия тяги будет смешаться вниз, как при увеличении высоты.

Теперь рассммотрим сопротивление. Итоговое сопротивление (Х) складывается из двух: индуктивное (Xi) и безындуктивное (Х0).

Безындуктивное -- это банальное лобовое сопротивление. Как у кирпича, ничего необычного. С ростом скорости будет увеличиваться.

Индуктивное -- возникает вместе с подъемной силой. За счет перетеканий потоков воздуха, разницы давлений и вот этого всего. С ростом скорости будет УМЕНЬШАТЬСЯ, так как на больших скоростях подъемная сила нужна меньше. По формулам все выводится, только это нифига никому неинтересно.

Изображаем оба сопротивления на одном графике, затем суммируем две линии (к одной из них прибавляем величину другой)

Та-дам! Получилось общее сопротивление. Оно же "потребная [для УГП] тяга". Рисуем сюда тягу располагаемую и получаем классические кривые Жуковского!

Ну и че, да? Теперь анализируем. Там, где две линии пересеклись -- горизонтальный полет при данных условиях. Погодите-ка, а почему при одной и той же тяги две разные скорости??? А это называется "первые" и "вторые" режимы полета.

Точка, что правее -- это первые режимы полета. Все самолеты летают на этих режимах, никаких проблем нет. Если появился скачок скорости (порыв ветра, ещё что-нибудь), появляется нарушается равновесие P=X и все возвращается в исходное положение. Это устойчивый режим.

Левое пересечение графиков (наглядно есть только на предыдущем рисунке где высота 11тыс м) показывает "вторые режимы". А что там с устойчивостью?

Любое изменение скорости приводит к еще большему изменению V. Если скорость уменьшилась, она будет ещетстремительнее уменьшаться и самолет начнет сваливаться, опускать нос, терять высоту. При увеличении скорости появится запас тяги, который уведет самолет со вторых режимов на устойчивый первый режим. Полет на втором режиме практически невозможен, а увидеть его вживую можно на выступлениях: чтобы удержать самолет в полете на малой скорости необходимо постоянно изменять тягу двигателя, балансируя на нужной скорости полета. Замечу, что некоторые истребители заходят на посадку на вторых режимах.

А что еще можно увидеть на кривых Жуковского? Существует определенная скорость, при которой сопротивление будет минимальным. Полет на этой скорости требует минимальной тяги, что означает минимальный расход топлива. Самый экономный режим полета. Поэтому эта скорость называется наивыгоднейшей (Vнв). Это скорость максимальной продолжительности полета.

Если провести касательную из начала координат к линии потребных тяг, получим точку, правее Vнв. В этой точке будет самое оптимальное соотношение тяги к сопротивлению, что даст нам скорость максимальной дальности полета, крейсерскую скорость (Vкр).

Фига се, как много информации из двух кривых! А есть еще что? Есть. Помните, в самом начале сказал, что с высотой тяга уменьшается? (первый рисунок) Так вот, на определённой высоте графики пересекутся в одной единственной точке. При этой высоте будет достигнут теоритический потолок. На практике он не используется (любое движение сгонит самолет с этого потолка), но на бумаге и на расчетах есть. Про потолки однажды позже расскажу.

Напомню, Николай Егорович Жуковский дошел до этих графиков, описал их еще на заре авиации, начав свои научные труды еще два века назад. Он считается одним из основателей аэродинамических наук.

И помните, друзья: "Самолет-величайшее творение разума и рук человеческих,он не подвластен никаким авторитетам,кроме лиц,знающих и уважающих летные законы"(Н.Е.Жуковский)

Стреловидное крыло (40...60град) имеет преимущества на околозвуковых скоростях и сверхзвуковых скоростях. Современные авиалайнеры развивают скорость до 900км/ч, а на больших высотах это может быть уже M=0,8 (в авиации М=1 это скорость звука при данных условиях полета). Поэтому у всех крупных самолётов угол стреловидности завис от 35...45 град, не более.

Абзац со звездочкой*
Поток воздуха на стреловидном крыле можно разложить на две составляющие: перпендикулярно крылу и вдоль передней кромки. Тот вектор скорости, что вдодь передней кромки в создании подъемной силы не участвует, лишь создает сопротивление. А второй вектор, который перпендикулярен кромке крыла (Vn) имеет МЕНЬШУЮ скорость, нежели поток воздуха, который был изначально (V) (сложение векторов, все дела).
Таким ообразом, все негативные эффекты околозвуковой скорости наступят позже.

Пример, условно: негатив при M=0.8. Фактическая скорость V М=0.9, но на крыле (Vn) всего лишь М=0.6 из-за стреловидности крыла

Еще одно инженерное решение для самолетов с большим углом стреловидности. Чтобы тот поток воздуха, что скользит по кромке крыла, был нам на пользу, ставят аэродинамические гребни (МиГ17)

На некотрых истребителях вместо гребней есть "аэродинамический зуб" (МиГ23, например). Создаваемый им вихрь не дает воздуху перетекать, а при маневрировании (на як130 тоже есть) закрученный поток воздуха намного позже отлипает от крыла (при больших углах атаки, срыв на крыле позже кароч)

Для полета на сверхзвуковых скоростях крыло делают такого размера, чтобы оно вписвалось в конус Маха, иначе будет огромное сопротивление на выступающих за конус частях. Примером маленького стреловидного крыла может служить МиГ21. (а -- это скорость звука)

Вернемся на небольшие скорости. Есть понятие "удлинение крыла". Это размах крыла, поделенный на САХ (средняя аэродинм. хорда, в прошлых постах объяснял). Пример летательного аппарата с большим удлинением -- планеры.

Интересно то, что по формуле подъемной силы крыла имеет значение площадь крыла, а не удлинение, например. Но для низких скоростей выгоднее большое удлинение. Пример крыла небольшого удлинения, но большой площади -- крыло экраноплана. Его аэродинамику я не объясню, лишь догадываюсь: для экранного эффекта от водной/земной поверхности при прочих равных условиях выгоднее крыло малого удлинения

Итак, теперь про крылья изменяемой стреловидности. Площадь крыла не изменятся при повороте консоли, так что формула подъемной силы и сама подъемная сила должна быть постоянной.
Теперь перечитываем все выше и получаем: на взлетно-посадочных и маневренных режимах важны: большое удлинение крыла и малая стреловидность, а на больших скоростях наоборот. Вот вам хит 80ых, крыло изменямой стреловидности

Но весь этот поворотный шарнир крыла -- очень тяжелый элемент планера. Был найден компромисс: наплывы крыла (Су27, МиГ29 и т.д.). Имеется умеренная стреловидность большого удлинения (само крыло) для малых скоростей и большая стреловидность, малое удлинение (наплыв) на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Еще аэродинамический фокус (я писал про этот эффект в посте про БИ-1) смещается незначительно за счет использования наплыва.

Не могу пройти мимо истребителей. Для малых скоростей есть отклоняемые носки крыла, отклоняемые флаппероны (Су-30см). Для устойчивости на больших углах атаки от наплывов образуется полезный вихрь, сохраняющий путевую устойчивость самолета. Для сверхзвуковых скоростей есть цельноповоротный стабилизатор, ведь из-за образовавшихся скачков уплотнения эффективности обычных рулей высоты (как на поршневых самолетах) недостаточно.

Все. Не отвлекаюсь. Я про крыло рассказывал.

Но самый "нежный" переход от дозвука на сверхзвук у крыла оживальной формы (ту144). Для маневренного воздушного боя недостаточно, а для пассажирского самолета -- в самый раз

Теперь объясню что из себя представляет воздух. Он вязкий и сжимаемый. По опытам известно, что возле самой поверхности частицы воздуха тормозятся вплоть до полной остановки. Это в других постах объяснит силу сопротивления и разные вихри.
Весь воздух воспринимают как множество струек воздуха.

Струйка воздуха непроницаема, из этого следует, что масса воздуха, при утсановившемся течении, на входе в струйку и выходе из него одинакова. Ему больше не куда деваться. Формула, описывающая это свойство называется "уравнением неразрывности" (10)

Казалось бы, ну и че, епт? А вывод очень важный: при уменьшении сечения струйки скорость потока увеличивается. Это оооочень важно. Чем меньше, тем быстрее. Чем больше, тем медленее. Но это работает только на дозвуковой скорости, при сверхзвуковой там все по-другому.

Так, расслабили мозг. Это информационно-развлекательный ресурс, а не аудитория авиационного факультета. Нам не нужны формулы, а нужно понимание. В умных книгах через закон сохранения энергии приходят к уравнению Бернулли, а среднестатистическому пользователю пикабу пофиг на физику и формулы. Поверьте мне наслово (или лезьте сами в умные книги) при увеличении скорости уменьшается давление воздуха.

Воздух стремится из области большего давления в область меньшего.

Вот простейшие примеры уменьшения давления при увеличении скорости:
1) если стоять возле движущегося поезда, тебя затянет к нему
2) когда открываешь кран с водой, струйка становится тоньше

Теперь рассмотрим крыло. Сразу два вида: симметричный двояковыпуклый профиль и несимметричный двояковыпуклый.

Вот он красавец симметричный. Обтекается с двух сторон одинаково, ничего не происходит (при условии, что угол атаки равен нулю).

Рассмотрим вариант а). Примерно такую форму имеют крылья большинства современных самолетов. Сверху линия пути для воздуха больше, чем снизу. Вспоминая уравнение неразрывности, струйке сверху надо иметь большую скорость. Большая скорость приводит к меньшему давлению над крылом, чем под крылом. На разнице давлений возникает подъемная сила.

В варианте б) путь для струйки сверху оказывается большим из-за угла атаки. Так угол атаки влияет на подъемную силу.

Самолет для отдыха мозгов

И теперь основная, классическая формула подъемной силы:

Где Ya -- сама подъемная сила
Су -- коэффициент подъемной силы (зависит от углов атаки, от предкрылок, от закрылок и всего прочего, что можно сделать с крылом)
[ро] -- плотность воздуха (зависит от температуры, высоты)
V -- скорости полета
S -- площадь крыла

Надеюсь, у меня получилось объяснить широкой массе почему летают самолеты. Всем ясногг неба и мягких посадок

Попался мне однажды пост про горе-конструктора, хотевшего сделать прорыв в самолето- и кораблестроении, произведя такое чудо. Конструктора звали Капрони. Вот ссыль на тот пост: https://pikabu.ru/story/sa60letayushchiy_dom_s_devyatyu_kryi...

Так, стоп. Я не объективен. Конструктор успешный, но именно этот проект был не удачный. Спойлер того поста: самолет-лодка взлетел в 1921году, в втором полете, нагруженный мешками с песком, имитирующими вес пассажиров, разрушился. "летчик слишком сильно потянул ручку на себя, самолет зацепился хвостом воды и разрушился пополам". Вот тут и начинаем анализировать крушение, используя знания о аэродинамическом фокусе и центровке: допустим, фокус всей конструкции был посередине аппарата.

При таком размещении сил самолет может летать и быть устойчивым, легко управляемым. Возникающие моменты компенсирует "подъемная сила стабилизатора" -- летчик напрямую ей управляет, двигая штурвал на себя (увеличивает эту силу вниз) или от себя(уменьшает силу вниз).

Однако во втором полете, когда самолет нагрузили мешками с песком и ничем не закрепили эти мешки, произошло крушение. А задумывался ли в 1920 годах кто либо о центровке? Вот как выглядела, на мой субъективный взгляд, схема сил в роковом полете этого аппарата:

И естественно самолет на взлете понянуло вверх. Летчик ничего не смог сделать, чтобы удержать машину в спокойном полете. И не из-за "его неграмотных действий" проект Капрони развалился. Но это был 1920год, всем было пофиг, виноват пилот.

Вот еще один интересный истребитель. P-39 "АЭРОКОБРА". Хочу отметить, что первый свой вылет он совершил в 1939 году, когда на вооружении Союза все еще стояли И-16

Аэрокобру создавали ради новой авиационной пушки. Из-за мощного вооружения (пушка и несколько пулеметов) двигатель расположили за кабиной летчика. Винт вращался от вала, который проходил под сидением пилота. Центр тяжести примерно по середине самолета (а у всех самолетов того времени он впереди) и поэтому аэрокобру сделали с носовым колесом, а не с хвостовым. Это первый в мире самолет с носовой стойкой.

Вернемся кк аэродинамике. В носовой части располагалось вооружение и боезапас к нему. При израсходовании снарядов центр тяжести уходил назад, делая запас устойчивости все меньше (запас устойчивости это расстояние между центром тяжести и аэродинамическим фокусом). Самолет был очень чутким в упралвении, нельзя было ошибиться. Самолет очень охотно срывался в штопор, но при высоком уровне подготовки летчика, был маневреннее более устойчивых истребителей.

Для компенсации этого негативного момента утяжеляли носовую часть. Находил где-то историю, как техники крепили под передние капоты свинцовый кирпич и летчик выполнял полет. Если устойчивость самолета не улучшилась, крепили его еще ближе к винту и так до тех пор, пока летчик не будет доволен.

Теперь, мне кажется, каждый может прикинуть в голове простейшую схему сил летящего самолета любой формы и конструкции.

Поговорим немного об углах атаки. О закритических, вот таких.

Да кому они нужны? Только истребителям перед публикой покрасоваться?

Оказалось, на закритических углах атаки входит в атмосферу космический челнок (шаттлы и наш "Буран"). Ему надо погасить огромную скорость, при этом оставаясь управляемым.

Особенность челнока в том, что в нем нет топлива и сажать надо с первой попытки без перелетов и уходов на второй круг. Им можно только тормозить. Вообще, есть не мое видео в YouTube, где астронавт расскажет про посадку челнока интереснее и подробнее меня.
https://youtu.be/jiEuKRqRHH0

При проектировке дозвукового самолета, центр тяжести располагают в первой четверти САХ. Есть допустимый диапозон предельно передней и предельно задней центровки, это обычно 18-27% САХ.
Аэродинамический фокус (точка, в которой происходит прирост подьемной силы, а условно и есть подъемная сила) находится позади центра тяжести, но все ещё в передней половине крыла. Расстояние от центра тяжести до фокуса -- запас устойчивости.

У Ла-7 приличный запас устойчивости, самолет очень прост в управлении. Даже случайные изменения подъемной силы будут уравновешены самим самолетом. Это называется "статической устойчивостью". Вот самолет в горизонтальном полете, к примеру

Y -- подъемная сила
G -- масса самолета
y ст -- подъемная сила стабилизатора, движением ручки на себя мы компенсируем момент и летим спокойно в горизонте

У И-16 запас устойчивости небольшой, он очень резво откликается на управление, его очень легко вывести на большие углы атаки. Поэтому они считались очень маневренным истребителем.

У су27 запас устойчивости отрицателтный. Малейшее изменение подъемной силы приводит к еще большему изменению. Им невозможно было бы управлять без комьютера, гасящего эти колебания. Но за счет этого достигается сверхманевренность современных истребителей и такие фигуры, как "кобра".

Теперь сверхзвук. Вот картина распределения давлений на дозвуковой скорости. Как я писал выше, подъемная сила работает на первой четверти крыла. Думаю, на картинке видно, где сильнее всего крыло тянет вверх.

Упуская все тонкости переходныз процессов (волновой кризис, увеличение сопротивления и т.д.) и переходя на конкретный сверхзвук, распределение давлений выглядит иначе:

Результирующая подъемная сила будет уже по середине САХ. Вернусь к Би-1

Это был прорыв советского гения. Самолет начали проектировать еще в 1941 году. Главное отличие от самолетов той эпохи -- установка ракетного двигателя. До привычного нам газо-турбинного реактивного еще несколько лет войны. Принцип "смешать, поджечь, получить тягу от выхода газов" уже был освоен на реактивных снарядах (на катюше, напимер), но на самолет еще никто подобные двигатели не ставил.
Самолет заправлялся полтонной смеси из азотной кислоты и керосина.
Первый полёт совершил в мае 1942 года (на фронте во всю шла Харьковская операция). Сразу были ясны положительные качества самолета: скороподъемность, разгонные характеристики. БИ-1 должен был стать перехватчиком.
27 марта 1943 года Г. Я. Бахчиванджи должен был совершить полет на определение максимальной скорость самолета. Заданием подразумевалось разогнать самолет на максимальной тяге до полной выработки топлива.


Теперь аэродинамика. При подходе к скоростям, близким к звуковым (БИ-1 разогнался до 800-1000 км/ч), смещается назад (с первой четверти САХ на середину САХ) фокус самолета. Пикирующий момент увеличивается

Эффективности рулей оказалось не достаточно, летчик не мог вывести самолет из пикирования, чтобы он не делал.

С точки зрения наблюдателей с земли до момента выключения двигателя полёт проходил по плану, однако потом самолёт вошёл в пике и, не совершая попыток выйти из него, столкнулся с землёй. Лётчик-испытатель Григорий Яковлевич погиб. Самолет сняли с производства.


Немного позже, при продувке самолета в аэродинамической трубе и расследовании причин катастрофы данный эффект будет назван эффектом "затягивания в пикирование"

Кстати, перед крылом воздух спокойный, а за крылом начтнает завихряться из-за трения о крыло и своей вязкости.

Уменьшим угол атаки и подъемная сила уменьшится. Существует угол, при котором подьемной силы не будет вообще. Вот он в модели. (уменьшим угол атаки, крыло будет тянуть вниз)

(вятязь с бортовым номером 25 вынужден лететь на отрицательных углах атаки)

А есть, при котором примет максимальное значение, такой угол атаки называется критическим. Небольшой срыв потока уже есть, но он нам на пользу: завихрения прилипают к крылу и все еще участвуют в создании подъемной силы.

А что будет дальше, если увеличить угол атаки? Поток отлипает от крыла. Крыло будет уже на закритических углах, подъемная сила упадет.

Таким образом мы дошли допонимания графика: как зависит (коэффициент) подъемная(-ой) сила(-ы) от угла атаки!

Су -- это коэффициент подъемной силы. Сама подъемная сила еще от нескольких условий зависит, но об этом позже. Тут еще вам и влияние обледенния нашел!
Так вот, в точке, где график из прямого начинает закругляться, уже начинается срыв потока, тот, который помогает.

Много еще можно рассказывать про виды крыльев (стреловидные, прямые, толстый профиль, тонкий профиль, наплывы, гребни и т.д), но этр будет следуюший пост. В комментариях однажды рассказал про аэродинамическую схему "утка", расскажу про нее же с картиночками.

Прошу не путать с самолётами "бесхвостками с передним горизонтальным оперением".

Ну и чем же плоха схема утки? Если летчик сильно тянет ручку на себя (мы же истребители, воздушный бой и все такое), он увеличивает углы атаки. На переднем крыле срыв возникнет раньше из-за малой толщины и спокойного потока воздуха. Это крылышко (2) исключится из создания подъемной силы и появится мощный момент, тянущий самолет вниз (а нам надо вверх, раз мы тянем ручку на себя). Да и при обледенении та же история выйдет.

Очень надеюсь, что было интересно. Если есть вопросы по авиации, могу написать посты на интересующие темы. Иначе продолжу популяризировать аэродинамику.

Помимо четырех типовых вентиляторов от беспилотника ADIFO оснащен четырьмя парами боковых сопел, которые выпускают струи газа для создания реактивной тяги. Технология идентична используемой на космических кораблях и позволяет быстро и точно смещать аппарат в пространстве без использования рулей, закрылков и тому подобных механизмов. А при движении на околозвуковых скоростях все отверстия прикрываются заслонками.

В прототипе использованы простые и дешевые детали, а управление нарочито ограничено, чтобы не запутаться и не погубить аппарат во время сложного маневра. А потому говорить о реальных летных качествах ADIFO пока не приходится. Также, хотя Саби и рассуждает о потенциале для создания пилотируемой версии, трудно представить, каким должен быть интерфейс в кабине и подготовка пилота, чтобы совладать с машиной, способной почти мгновенно сдвинуться в любом направлении.

Источник