Warszawa 1957. Wydanie II poprawione.
Wydawnictwo Ministerstwa Obrony Narodowej.
Książka opracowana i napisana w 1957 r. przez W. Nowakowski.
Tekst został przerobiony i napisany w formacie A4 w 2003 r. przez K. Juras.
Niespotykany w innych dziedzinach techniki, niezwykłe szybki rozwuj lotnictwa i jego coraz powszechniejsze oraz szerokie stosowanie wymaga od wszystkich pracowników lotnictwa ciągłego uzupełniania ich kwalifikacji. Spełnienie tego postulatu może być osiągnięte pod warunkiem stałego podnoszenia sprawności pilotażowych przy jednoczeanym pogłębianiu wiadomości teoretycznych śledzeniu postępu techniki i nauki.
Książka niniejsza zawiera zasadnicze wiadomości z teorii lotu, podstawowej gałęzi wiedzy lotniczej. W stosunku do wydania pierwszego obecnie wydanie zostało rozszerzone i uzupełnione najnowszymi materiałami i danymi. Szczególnnie dotyczy to rozważań na temat zjawisk aerodynamicznych w zakresie prędkości naddźwiękowych oraz zjawisk związanych z drganiami samowzbudnymi (flatter) i innymi (bufeting, divergencja, rewers, bariera cieplna).
„Podstawowe wiadomości z teorii lotu’’ to książka nie tylko dla lotników, to w przystępnej formie podany wykład dla początkujących i zawansowanych kandydatów na lotników oraz dla tych wszystkich, których lotnictwo interesuje.
Obserwując kształty samolotów i ich poszczególnych elementów stwierdzamy, że stale zachodzą w nich pewne zmiany podyktowane zmieniającymi się wymaganiami aerodynamiki w związku z rosnąca prędkością lotu i systematycznym ulopszaniem metod konstruowania obliczania i wykonywana samolotów.
Wraz z rozwojem samolotu ulegało zmianie subiektywne, intuicyjne określanie „aerodynamiczności'' kształtów.
Niegdyś „szczytem." wymagań aerodynamiki był dwupłatowiec, z którego usunięto kilka drutów czy płaskich cięgien usztywniających komorę skrzydłow; przed ostatnią wojną pojęcie kształtów aerodynamicznych łączyło się z kształtami „kroplowymi", a dzisiaj przyzwyczajamy się już do ostrych sylwetek szybkich samolotów odrzutowych.
Obiektywna ocena aerodynamiczności kształtów nie ulegała jednak w tym czasie zmianie.
Kształt elementu, dający w tym zakresie prędkości najmniejszy opór, był zawsze przez konstruktorów samolotów uważany za „aerodynamiczny". Nie dziwił ich ani pękaty, laminarny profil z odsysaniem warstwy granicznej, ani tępy z tyłu kadłub samolotu naddzwiękowego.
Jaki wpływ na kształty poszczególnych elementów samolotu mają wymagania aerodynamiki w zależności od prędkości danego samolotu, obrazowo przedstawiają rysunki l, 2.
Na rysunku l pokazano cztery obrysy (widoki z góry) skrzydeł, najlepsze (z punktu widzenia aerodynamiki) dla płatowców o różnych prędkełściach.
Rys. 1
Rys.2
Na rys. 1a widzimy obrys skrzydła szybowca, którego ideałem jest duża smukłość zwana wydłużeniem skrzydła oraz obrys eiiptyczny.
Na rys. 1b przedstawiony został najkorzystniejszy kształt skrzydła samolotu sportowego różniący się od poprzedniego jedynie nieco mniejszym wydłużeniem .
Rys. 1c to skrzydło samolotu poruszającego się z prędkością dźwięku. Wyraźnie widać tu skos skrzydła zwany dawniej „strzałą" i jeszcze mniejsze niż na rys. 1b wydłużenie.
Rys. 1d przedstawia skrzydło samolotu naddźwiękowego. Kształt trójkątny, zwany przez aerodynamików kształtem „delta", podyktowany został koniecznością zastosowania jeszcze większego skosu niż na rys. 1c.
Na rys. 2 zestawiono z kolei kilka kształtów profili skrzydeł, to znaczy kształtu przekroju skrzydeł płaszczyznami równoległymi do płaszczyzny symetrii samolotu.
Rys. 2a, b, c przedstawiają profile „klasyczne". Na rys. 2a widzimy profil niesymetryczny, wysklepiony, używany niegdyś w szybownictwie. Rys. 2b przedstawia profil niesymetryczny obustronnie wypukły, używany w samolotach szybszych (np. sportowych). Rys. 2c przedstawia profil symetryczny, najczęściej używany na usterzenia, a niekiedy na skrzydła szybkich samolotów.
Gdy przyjrzymy się bliżej tym profilom, spostrzeżemy, że różnica pomiędzy nimi polega jedynie na różnym wysklepieniu ich szkieletów. Posiadają natomiast wiele cech wspólnych, np. położenie największej ich grubości dmax w okolicy 30% ich długości, mierząc od przodu (od krawędzi natarcia) profilu.
Rys. 2d, e to profile bardzo szybkich samolotów zwane profilami laminarnymi. Na rys. 2d widzimy profil laminarny zwykły, którego charakterystyczną cechą jest przesunięcie do tyłu - w porównaniu z profilem klasycznym - największej grubości oraz ostra krawędź spływu (patrz punkt 2A rozdział II).
Rys. 2e przedstawia profil laminarny specjalny, z przesuniętą jeszcze bardziej do tyłu największą grubością oraz szczeliną do odsysania powietrza za pomocą pomp.
Rys. 2f to profil samolotu naddźwiękowego. Wszystkie profile szybkościowe muszą być cienkie i możliwie mało wysklepione.
Na rysunku 2g pokazano charakterystyczny profil tzw. samostateczny. W profilach tych linia szkieletu stanowi kształt spłaszczonej litery S. Profile tego rodzaju stosowane są głównie do bezogonowców i wszędzie tam, gdzie kónstruktorom zależy na uzyskaniu efektu samoczynnego ustateczniania lotu.
Tych klika rysunków wskazuje wyraźnie na wpływ prędkości lotu na kształty samolotu, które w miarę wzrostu prędkości stają się coraz bardziej „ostre".
Zanim przystąpimy do omówienia mechanizmu powstawania sił aerodynamicznych - co pozwoli nam na wytłumaczenie wspomnianej powyżej zmienności kształtów - wygodniej jest odpowiedzieć wpierw na pytanie:
W jaki sposób można obliczyć wielkość siły aerodynamicznej. Pytanie to już od wielu wieków stało przed badaczami, lecz poprawną na nie odpowiedź znaleziono stosunkowo niedawno. Setki tysięcy pomiarów aerodynamicznych, przeprowadzonych na ciałach o różnych kształtach, pozwoliło stwicrdzić, że siłą aerodynamiczna, to znaczy siła powietrzna, która działa na poruszające się w nim ciało, zależy od:
· Kształtu ciała oraz ustawienia go pod względem kierunku ruchu.
· Powierzchni ciała, a więc jego wielkości.
· Gęstości powietrza, w którym porusza się ciało (patrz punkt 3 rozdział 1).
· Prędkości ruchu w kwadracie (w drugiej potędze).
Zależność tę można przedstawić za pomocą wzoru;
(1)
gdzie; P - siła aerodynamiczna w kG,
c - bezwymiarowy współczynnik (zwany współczynnikiem siły aerodynamicznej) ujmujący zależności siły aerodynamicznej od kształtu i ustawienia ciała względem kierunku ruchu,
S - powierzchnia ciała w m2,
Q - gęstość powietrza w kG • s2/m4,
V - prędkość ruchu ciała w m/s.
Zależność (1) pozwala nam wprawdzie na obliczenie wielkości siły aerodynamicznej P, nie informuje nas jednak o tym, w jakim kierunku siła ta działa na ciało w stosunku do kierunku jego ruchu.
Aby odpowiedzieć na to pytanie, aerodynamicy rozłożyli wypadkową siłę aerodynamiczną P na dwie siły składowe, juk na rys. 4.
Składowa prostopadła do kierunku ruchu ciała została oznaczona przez Pz i nazwana siłą nośną lub wyporem, składową zaś równoległą do kierunku ruchu oznaczono przez Px i nazwano oporem.
Rys. 4
Wielkość siły nośnej i oporu oblicza się za pomocą zależności (1), z tym że przy sile i jej współczynniku należy dodać odpowiedni znaczek, a mianowicie:
Opór (2)
Współczynnik cz nazwano współczynnikiem siły nośnej, współczynnik zaś cx - współczynnikiem oporu.
Znając:
· wielkość współczynników siły nośnej i oporu,
· powierzchnię ciała, która w przypadku skrzydła jest rzutem powierzchni skrzydła na płaszczyznę cięciw,
· gęstość powietrza, w którym odbywa się lot,
· prędkość lotu, która co do wielkości jest równa, lecz przeciwnie skierowana do kierunku prędkości powietrza względem skrzydła,
za pomocą zależności (2) oblicza się wielkość siły nośnej i oporu. Wielkości te można wykreślić, jak to przedstawiono na rys. 4, poprawnie co do kierunków, a potem z kolei dodając je do siebie geomotrycznie (przez wykreślenie równoległoboku) otrzymać można wypadkową siłę aerodynamiczną, poprawnie tak co do wielkości, jak i kierunku.
Rys. 5
Wspomnieliśmy powyżej, że wielkość współczynników siły aerodynamicznej, a więc i wielkość współczynnika siły nośnej oraz oporu, zależy od kształtu ciała i jego ustawienia względem kierunku ruchu. Twierdzenie to nie dziwi nikogo. Zrozumiałe jest, że inną co do wielkości siłę aerodynamiczną otrzymamy przy ruchu płytki równolegle do jej płaszczyzny, a inną, gdy porusza się ona prostopadle do swej płaszczyzny. Podobnie inną co do wielkości i kierunku siłę aerodynamiczną otrzymamy w czasie ruchu samolotu, a inną w czasie ruchu samochodu, pomimo tej samej prędkości ruchu i powierzchni czołowej w obu przypadkach.
Kształt ciała i jego ustawienie względem kierunku ruchu mają więc decydujący wpływ na wielkość współczynników składowych sił aerodynamicznych.
W przypadkach skrzydła kształt jego określony jest obrysem oraz profilem, a ustawienie względem kierunku ruchu określa tzw. kąt natarcia skrzydla. Jest to kąt zawarty pomiędzy cięciwą profilu a kierunkiem ruchu skrzydła. Oznacza się go najczęściej grecką literą (alfa).
Cięciwa profilu (patrz rys. 2) jest umowną prostą, na której „buduje się" profil; w przy padku profili sklepionych (rys. 2a) cięciwa jest prostą styczną do spadu piofilu; w przypadku innych kształtów profili przechodzi on i najczęściej przez krawędź natarcia i krawędź spływu profilu (rys. 2b, c, d, e, f).
Kąt natarcia ma wartość dodatnią, gdy krawędź natarcia jest wzniesiona ,,do góry" (lot normalny) jak na rys. 4; może on także mieć wartośćzero, gdy cięciwa profilu pokrywa się z kierunkiem lotu (lot nurkowy), albo wartość ujemną, gdy krawędź natarcia opuszcza się w dół w stosunku do kierunku lotu (lot na plecach).
W różnych stanach lotu kąt natarcia skrzydeł samolotu ma różne wartości, jest bowiem dowolnie zmieniany przez pilota za pomocą usterzenia wysokości.
Na rys. 5a, b przedstawiono wykreślnie zależność współczynników siły nośnej i oporu skrzydeł o profilu symetrycznym (rys. 5a) oraz niesymetrycznym (rys. 5b) od kąta natarcia.
Dwie osie, pozioma oś kątów natarcia oraz pionowa oś wspólczynników aerodynamicznych, tworzą układ współrzędnych, w których zależność wielkości współczynników aerodynamicznych od wielkości kąta natarcia można przedstawić za pomocą dwuch krzywych.
Z wykresów tych odczytujemy:
· wielkość współczynnika siły nośnej i oporu, gdy znamy wielkość kąta natarcia,
· wielkość kąta natarcia, gdy znamy wartość chociażby jednego ze współczynników aerodynamicznych.
Pytanie l. Ile wynosi współczynnik siły nośnej i oporu, gdy kąt natarcia + 16o dla skrzydła, którego właściwości przedstawiono na wykresie 5a?
Odpowiedź. Na osi poziomej znajdujemy wartość = + 16°. Z tego punktu prowadzimy prostą pionową aż do przecięcia się z obu krzywymi na wykresie. Z punktów przecięcia prostej z krzywymi prowadzimy dwie proste poziome aż do przecięcia się z osią pionową, na której podziałkach odczytujemy poszukiwane wartości współczynników, a mianowicie:
cz =1,21; cx = 0,10.
Pytanie 2. Ile wynosi kąt natarcia skrzydła, którego własności przedstawiono na wykresie 5b, gdy współczynnik siły nośnej cz = 1,0?
Odpowiedź. Na podziałce po lewej stronie pionowej osi znajdujemy wartość cz = 1,0. Z tego punktu prowadzimy prostą poziomą aż do przecięcia się jej z krzywą współczynnika siły nośnej. Z punktu przecięcia prowadzimy prostą pionową aż do osi poziomej, na której odczytujemy poszukiwany kąt natarcia, a mianowicie = + 10°.
Po tych objaśnieniach przyjrzyjmy się ponownie rysunkom 5a oraz 5 b.
Zajmijmy się najpierw krzywymi współczynników oporu. Widzimy wyraźnie, że najmniejsze wartości współczynników oporu otrzymujemy dla małych, bliskich zeru, kątów natarcia. Gdy kąt natarcia osiąga większe wartości dodatnie lub ujemne współczynniki oporu wyraźnie wzrastają.
Z kolei przypatrzmy się krzywym współczynników siły nośnej. Przede wszystkim rzuca się w oczy fakt, że w dużym zakresie kątów natarcia zależność pomiędzy współczynnikiem siły nośnej a kątem natarcia jest przedstawiona linią prostą. Poza tym widzimy, iż wraz z rosnącym kątem natarcia współczynnik wyporu rośnie do pewnej granicy, osiągając swą największą wartość oznaczoną przez czmax dla kąta natarcia kr, zwanego krytycznym kątem natarcia. Dalsze powiększanie kąta natarcia - powyżej kąta krytycznego - nie tylko nie zwiększa współczynnika siły nośnej ale wywołuje jego gwałtowny spadek.
Porównując ze sobą rysunki 5a oraz 5b widzimy duże ich podobieństwo. Profil niesymetryczny ma jedynie w porównaniu z profilem symetrycznym krzywą współczynnika siły nośnei przesuniętą jak gdyby w lewo i do góry. Jego opór jest nieco większy od oporu profilu symetrycznego, ale za to większy jest i największy współczynnik siły nośnej cz max. Kąt natarcia wyporu zerowego, dla którego współczynnik siły nośnej osiąga wartość zero przyjmuje wartości ujemne dla profili niesymetrycznych.
Pomiary współczynników sił aerodynamicznych przeprowadzane są w tak zwanych tunelach aerodynamicznych. Model badanego ciała zawiesza się w przestrzeni pomiarowej tunelu na specjalnej wadze i „dmuchając" na niego strumieniem powietrza mierzy się wielkość siły aerodynamicznej. Znając tę wielkość, a także wymiary modelu, prędkość strumienia powietrza i jego gęstość oblicza się za pomocą zależności (2) wielkość odpowiedniego współczynnika.
Rozmiary przestrzeni pomiarowych jak i prędkości powietrza osiągane w tunelach mogą być różne. Większość tuneli pozwala na przeprowadzanie w nich jedynie pomiarów modeli samolotów, ale są też oczywiście tunele pozwalające na badanie w nich oryginalnych samolotów lub ich modeli w skali 1:1.
Wraz z projektowanym wzrostem prędkości nowych samolotów konieczne było powiększanie prędkości strumienia w tunelach w celu zbadania właściwości aerodynamicznych przyszłego płatowca. Dzisiaj w specjalnych tunelach naddźwiekowych prędkości strumienia kilkakrotnie przekraczają szybkość dźwięku.
Na rys. 6 pokazano schematycznie budowę kilku typów tuneli. Opisy zamieszczone pod rysunkami wyjaśniają dostatecznie rolę ich poszczególnych elementów.
Tunel na rys. 6a jest tunelem poddźwiękowym o otwartej przestrzeni pomiarowej i zamkniętym obiegu powietrza.
Rys. 6b przedstawia tunel naddźwiękowy krótkotrwałego działania. Zaletę tego systemu stanowi mała moc silnika potrzebna do napędu sprożarki „magazynującej" sprężone powietrze w specjalnych butlach; zasadniczą wadą jest krótkotrwałość działania określona objętością butli, z których okresowo „wypuszcza" się powietrze przez dysze do zamkniętej przestrzeni pomiarowej.
Rys. 6a:
1- silnik elektryczny, 2 - prostownice strumienia powietrza za wentylatorem, 3 - wentylator, 4 - kołpak wentylatora, 5 - dyfuzor, 6 - przestrzeń pomiarowa, 7 - dysza wylotowa, 8 - kanał wylotowy, 9 - prostownica ulowa. 10 - kierownice strug, 11 - kanał obiegowy, 12 - kierownice strug
Rys. 6b:
1 - silnik elektryczny, 2 - sprężarka powietrzna, 3 - osadnik wody i oleju, 4 – zawór spustowy wody i oleju, 5 - zawór odcinający, 6 - butle sprężonego powietrza, 7 - zawór spustowy zanieczyszczenia z butli, 8 - rurociąg wysokiego ciśnienia, 9 - zawur odcinający uruchamiany elektrycznie, 10 - zawór regulacyjny, 11 – zbiornik wstępny (resiwer), 12 - manometr, 13 - siatka prostująca strugi, 14 - dysza wstępna, 15 - dysza górna, 16 - przestrzeń pomiarowa, 17 - model, 18 – dyfuzor
Rys. 6c:
l - wlot powietrza i kanał wlotowy tunelu, 2 - przestrzeń pomiarowa, 3 – aparatura do zdjęć metodą cieniową, 4 - pulpit sterowania silnikami, 5 - urządzenie regulujące przekrój kanatu, 6 - silniki odrzutowe, 7 - wlot powietrza do pomieszczenia silnikowego, 8 - wylot powietrza i gazów silnikowych, 9 - chwyt gorących gazów, 10 - wentylator, 11 - odprowadzanie gorących gazów do kanału wlotowego.
Na rys. 6c widzimy tunel naddźwiękowy o długotrwałym działaniu. W tunelu tym strumień powietrza zasysany jest przez ejektor, do którego „dmucha" kilka potężnych silników odrzutowych.
Pomiary przeprowadzane w tunelach aerodynamicznych na modelach budziły przez jakiś czas wątpliwości, czy można ich wyniki przenosić do warunków rzeczywistych. Odkrycie przez Reynoids’a prawa podobieństwa dynamicznego wyjaśniło to zagadnienie ostatecznie.
...
alpiusa