Фокус крыла самолета

Фокусом крыла называется точка, относительно которой момент аэродинамических сил не зависит от угла атаки (Рис. 7). Аэродинамический фокус принято обозначать буквой F, а его координату относительно носика профиля крыла буквой ХF.

Рис. 7 К определению аэродинамического фокуса крыла

Рис. 8 Безразличное положение крыла: а - симметричный профиль крыла самолета Як-55; б - плосковыпуклый профиль крыла самолета Як-52

Фокус крыла - постоянная точка для самолетов Як-52 и Як-55 и у крыльев этих самолетов находится приблизительно на 1/4 длины хорды от передней кромки (22.25% САХ, там же, где и центр давления).

Для объяснения возьмем крыло самолета Як-55 с симметричным профилем. Как известно, центр давления является почти постоянной точкой и находится от передней кромки приблизительно на l/4 расстояния хорды крыла, т.е. на 25% САХ (Рис. 8). Поместим крыло на ось вращения, совмещенную с центром давления (25% САХ) (Рис. 8, а).

Сбалансируем крыло так, чтобы ЦТ также находился там же где и ЦД. Тогда момент подъемной силы и момент силы веса будут равны нулю и крыло будет в равновесии.

А так как у симметричного профиля крыла ЦД почти не изменяет своего положения, то под каким бы углом атаки ни ставили крыло, оно все равно будет в равновесии (сбалансировано), т.е. равновесие будет безразличное.

Возьмем крыло плосковыпуклое (профиль крыла самолета Як-52), также поместим ось вращения на 25% САХ от передней кромки (Рис. 8, б). Сбалансируем его, чтобы ЦТ находился на оси вращения. При обтекании крыла воздушным потоком с постоянной скоростью V подъемная сила Y растет с увеличением угла атаки, и при этом центр давления перемещается по хорде вперед, приближаясь к 1/4 хорде крыла.

Рис. 9 К определению фокуса самолета

Момент подъемной силы здесь не равен нулю, а стремится повернуть крыло вокруг оси вращения (уменьшить угол атаки). На всех углах атаки (если скорость постоянна) этот момент одинаков

Y1a1=Y2a2=Y3a3=., (9.7)

где a1, a2 и т.д. - расстояния ЦД от ЦТ.

Если уравновесить крыло на одном угле атаки, то крыло будет в равновесии и на других углах атаки, т.е. в безразличном равновесии.

В аэродинамике введено понятие фокуса как точки приложения приращения подъемной силы крыла при изменении угла атаки. С изменением угла атаки подъемная сила изменяется, а ее момент относительно фокуса остается постоянным. Это возможно лишь при условии, что дополнительная подъемная сила, возникающая при изменении угла атаки, приложена в аэродинамическом фокусе.

Положение фокуса крыла относительно САХ может существенно отличаться от положения центра давления. Это объясняется тем, что положение центра давления определяется законом распределения аэродинамической нагрузки вдоль хорды крыла, а положение фокуса - законом распределения приращения аэродинамической нагрузки при изменении угла атаки.

Положение фокуса крыла определяется его формой в плане и не зависит от угла атаки (в пределах летных углов) и скорости полета.

Понятие фокус самолета аналогично понятию фокуса крыла. Положение фокуса самолета определяется положением фокусов его частей (крыла, оперения, фюзеляжа) и величиной приращения подъемных сил этих частей (Рис. 9). Обычно фокус самолета расположен позади фокуса крыла на 30.40% САХ (для самолетов с прямым крылом). Фокус самолета Як-55 расположен на 30,3% САХ, самолета Як-52 - на 30% САХ.

Материалы о транспорте:

Схема исключения разрешающего сигнала на светофоре при потере шунта
Принцип действия схемы (Рис. 10) основан на автоматическом контроле правильности проследования поезда. При этом на сигнальной установке проверяется последовательность занятия и освобождения предыдуще ...

Планирование мероприятий по снегоборьбе на станции
Наличие снега на железнодорожных путях значительно осложняет организацию перевозочного процесса. Снег может привести не только к снижению скоростей движения, но и к полной остановке поездов на перего ...

Нормирование времени транспортных операций
Норма времени на ходу с грузом (груженым составом) и порожнем (с порожним составом) рассчитывается по формуле: Якутск – Тикси (прочие) tх1743 = 1694/21,53=78,6 tхР-40 = 1694/21,3=79,5 tх1680I = 1694/ ...