La force de levage de l'aile. 2e partie
Monin Ilya Alekseevich, Ph.D., imoninpgd@gmail.comPour comprendre l'ordre de développement de «l'aviation» en tant que branche de l'industrie et de «l'aérodynamique» en tant que science, il est nécessaire de rappeler que le premier avion construit par des ingénieurs enthousiastes sur une intuition est apparu (voir fig. 11), et seulement alors les théoriciens ont commencé à apparaître, qui ont ensuite créé discipline "Aérodynamique" basée sur les résultats de la création d'ingénieurs concepteurs.
Sur la photo, l'avion créé par l'automobiliste Henri Farman est une modification de l'avion acheté à petite échelle de Voisin. Au même moment, l'avion initial des frères Voisin ne commence à être produit qu'en 1907. Au moment de l'achat de Farman, les avions de Voisin ne pouvaient que légèrement rebondir et voler sur quelques dizaines de mètres. Farman, après une série de modifications de l'avion d'origine, a eu l'occasion de voler sur 1000 mètres, tout en se retournant et en faisant un cercle pour atterrir. Le vol record de Farman a eu lieu le 13 janvier 1908. Et déjà en 1909, la compagnie des frères Farman a ouvert sa propre production d'avions de sa propre conception et une école de pilotage pour leur apprendre l'art de voler sur eux (voir figure 12). La vitesse de vol de Farman était alors d'environ 60 km / h, ce qui a été montré dans un vol record à une distance de 180 km, vaincu en 3 heures de vol.
Fig.11. Une maquette de l'avion de Voisin converti pour un vol record par Farman en 1907-1908.
Fig.12. La disposition de l'avion "Farman IV-1910". dans le musée, et une photo d'un véritable échantillon à l'aéroport.Il est clair que les premiers premiers avions étaient de faible puissance, légers et à basse vitesse.
Ces paramètres correspondent aux premiers profils minces convexes-concaves, plus similaires à la feuille de contreplaqué courbe la plus simple, et non à un profil complexe avec une erreur de calcul théorique profonde.
Pour référence, je donne une illustration de la transformation des profils d'ailes du début du 20e siècle à l'industrie aéronautique pleinement développée au milieu des années 40. (voir fig.13)
Fig.13. Tendances du profil de l'aile de l'avion de la première moitié du XXe siècle.Après le premier avion expérimental léger, il s'en est suivi une augmentation rapide de la taille et de la masse des avions pour le transport d'une charge utile toujours croissante. Les ailes minces ne pouvaient pas supporter une telle échelle et un tel poids qui nécessitaient l'installation de poutres fortes et élevées à l'intérieur de l'aile, et l'aile elle-même devrait être rendue plate-convexe ou même doublement convexe afin de cacher la poutre de support derrière l'ourlet aérodynamique.
Déjà dans les années 20, tous les profils d'ailes ont pris un look complètement moderne.
Dans les années 40, l'industrie aéronautique s'était tellement développée qu'elle a commencé à produire toute une armada d'avions capables de faire sauter des villes entières en poussière. Mais avec un développement aussi explosif des capacités de production, la base théorique est restée extrêmement faible.
Dans les années 30, l'intensité du développement de l'aviation ne permettait pas de construire de nouveaux avions sur une «intuition», mais nécessitait la construction d'une puissante base expérimentale pour souffler des pièces d'avion, des modèles à grande échelle et des avions entièrement au sol dans d'énormes souffleries (ADT).
Ainsi, à TsAGI en 1939, le T-101, la plus grande soufflerie à l'époque (la deuxième au monde maintenant), a été lancé, ce qui a permis d'examiner l'ensemble de l'avion au sol à des vitesses de vol qui étaient pertinentes à l'époque.
Vitesse d'écoulement 5–52 m / s
Re nombre par 1 m à 3,6 ∙ 106
Pression atmosphérique totale
Tête de pression jusqu'à 1,7 kPa
Température de freinage ambiante
Gamme d'angle d'attaque (α) ± 20 °
Plage d'angles de glissement (β) ± 180 °
Dimensions de la partie travaillante:
Section de buse (ellipse) 24x14 m
La longueur de la partie de travail est de 24 m
Dimensions des objets de test:
Envergure: jusqu'à 18 m
Longueur du fuselage: jusqu'à 30 m
Surface alaire: jusqu'à 35 m2
Depuis lors, les avions sont devenus beaucoup plus grands et les vitesses de vol ont été beaucoup plus rapides, de sorte qu'aucun avion moderne ne peut s'intégrer dans l'ensemble du T-101 ADT, et dans un ADT plus moderne et plus rapide, seules les dispositions réduites à grande échelle ou les éléments structurels sont soufflés séparément.
Certes, peu de choses ont changé en théorie depuis le début du siècle dernier, donc déjà à la fin du XXe siècle, les concepteurs d'aéronefs ont commencé à réinventer ce que les concepteurs du début au milieu du XXe siècle avaient déjà vécu, mais les théoriciens n'avaient pas expliqué. Par exemple, je vais donner une vue de profil de l’aile d’un avion de voltige, qui était considérée comme la meilleure dans les années 80 (voir figure 14).
Fig.14. L'un des profils d'aile du catalogue des profils d'aviation.Le même courant de pensée récurrent est également observé parmi les grands modèles d'équipement volant; cela a été exprimé dans la création de monstres ekranoplanes dans les années 1960 et 80 (Fig.15), qui ne se distinguent pas des avions géants de la fin des années 1930 (Fig.16).
Dans le même temps, l'effet d'écran lui-même a été découvert au début des années 30 au moment de l'atterrissage de gros avions multimoteurs avec une grosse corde de l'aile.
En outre, l'effet d'écran s'est clairement manifesté lors de l'atterrissage de l'avion ANT-25 à longue portée record, lorsque, lors d'un vol d'essai en 1933, l'avion n'a tout simplement pas pu atterrir, et lorsque les roues ont légèrement touché les roues, l'avion a rebondi et a décollé à nouveau. Pour supprimer cet effet et assurer un atterrissage silencieux, il a même été nécessaire d'installer des volets de frein escamotables spéciaux, qui détériorent fortement les qualités de vol de l'aile lors de l'atterrissage.
La corde de l'aile dans la partie racine la plus large de l'ANT-25 dépassait la hauteur du train d'atterrissage, créant ainsi des conditions idéales pour la formation d'un effet d'écran sous une large aile volant à basse altitude. Dans le même temps, lors d'un atterrissage avec des réservoirs vides d'un poids d'avion de 4000 kg et d'une surface alaire de 88 m², la charge alaire moyenne en vol a été créée inférieure à 50 kg / m², ce qui correspond à une pression de vitesse de 500 Pa créée à une vitesse de 104 km / h (29 m / s) pour voler sur l'écran. Il convient de noter que l'avion de l'époque volait extrêmement lentement (selon les normes modernes), de sorte que le record ANT-25 avait une vitesse de croisière d'environ 165 km / h (max.246 km / h en altitude), avec une plage de vol de 10 à 12 mille km et une durée de 75. 80 heures d'affilée.
A.
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Fig.15. PERRUQUE "Caspian Monster": a.) En vol. B.) Toujours sur l'eau, de face. c.) Stationnaire en projection frontale.A.
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Fig.16. Avion géant ANT-20 "Maxim Gorky", 1939 a) Coupe schématique. B) Photos à l'aéroport et lors de l'atterrissage.Zones stagnantes pendant l'écoulement d'air autour de corps de forme complexe comme outil pour former un profil d'aile virtuel.
Il y a souvent des cas. Lorsqu'il est nécessaire de construire des lignes de circulation d'air autour de corps dont la forme peut difficilement être qualifiée de rationalisée.
Il est clair que l'air ne circulera pas docilement autour de tous les coins et rainures du corps, mais ira avec des torsions douces, en passant par-dessus les puits et en les remplissant de tourbillons de flux déchirés de zones stagnantes.
Si nous prenons en compte la présence de zones stagnantes comme volumes solides supplémentaires du profil lui-même, la géométrie de l'écoulement autour des éléments aérodynamiques que nous connaissons prendra alors une forme complètement différente.
Il est intéressant qu'une telle méthode pour trouver un prototype d'aile conditionnelle équivalent soit également utilisée dans l'aérodynamique appliquée existante. Dans tous les cas, la méthode de construction d'un «corps semi-infini fictif» autour d'une aile solide est décrite dans le manuel [3] sur trois pages (p. 435-437), tandis que la bordure d'une épaisse couche limite inhibée est choisie comme limites de l'aile fictive, c'est-à-dire s'ajoutant à l'aile nos zones très stagnantes en «bulles de séparation» ou zones turbulentes avec une perturbation complète de l'écoulement au-dessus de l'aile. Dans ce cas, la pression sur l'aile solide du flux d'air à grande vitesse est considérée comme égale à la pression de ce flux sur le "corps fictif". Il s'avère que la pression est transférée du jet à grande vitesse à l'aile solide à travers une couche suffisamment épaisse d'air inactif de la couche inhibée aux limites (zone stagnante) sans aucune distorsion.
Examinons en détail le processus d'écoulement doux autour de jets à grande vitesse de différents profils de profils d'ailes et distinguons différentes «zones stagnantes».
Le cas d'une adhérence complète du flux à l'aile à de petits angles d'attaque n'ajoute pas beaucoup de nouveauté (voir fig.17), mais une petite zone stagnante apparaît sur le carénage frontal, ressemblant à un petit bec pointu sur la tête ronde de l'oiseau.
L'élément semble petit, mais il est extrêmement important pour comprendre le phénomène de «flux» en général.
Considérons le profil d'aile habituel en vol horizontal avec des jets détachés distincts, d'abord avec un angle d'attaque nul (voir fig.18), puis la même aile avec un grand angle d'attaque (voir fig.20).
Fig.17. Un profil d'aile avec un écoulement autour sans rupture sur les plans d'aile, mais avec une petite zone de décélération complète de l'écoulement sur le nez d'aile.
Fig.18. Le profil de l'aile avec écoulement se rompt sur les plans de l'aile à angle d'attaque nul et son «corps fictif».En regardant la forte augmentation du «corps fictif» par rapport au carénage frontal poussant initial, il devient clair à quel point une résistance frontale étonnamment faible est obtenue pour les corps longs en forme de fuseau, par exemple, pour les fuselages d'avion.
La rationalisation de ces formes atteint Cx = 0,06, tandis que pour une balle de même section Cx = 0,4..0,5, et pour une plaque plate Cx = 1.
Il s'avère que la décharge sous les jets détachés dans la projection frontale n'est pas du tout créée. Il ne reste plus qu'à faire atterrir le jet de séparation sur une surface rectiligne parallèle au vecteur vitesse, de sorte qu'une composante longitudinale à la vitesse n'apparaît pas lors de l'impact. Un long fuselage cylindrique avec un carénage frontal ovoïde allongé fait parfaitement face à cette tâche. Il s'avère que la traînée de l'énorme fuselage est égale à la résistance de la balle à l'extrémité du nez effilé (voir figure 19.)
Le rapport entre le diamètre de la balle dans le carénage avant et le diamètre du fuselage dépend de la vitesse de vol, et plus la vitesse de vol est élevée, plus l'arrondi avant devient étroit, ce qui pousse le flux d'air. L'énergie croissante du flux venant en sens inverse avec une valeur constante de la section frontale nécessite de diffuser une quantité d'air toujours plus petite sur les côtés du fuselage tout en maintenant une section constante du "corps fictif" derrière le carénage. À supersonique, le rayon de courbure du cône nasal dégénère en un point, mais c'est une histoire complètement différente.
Fig. 19. Le mode d'écoulement autour du fuselage avec des jets d'arrachage, sous lequel se crée une zone de résistance nulle au vol. Toute la résistance du fuselage est égale à la résistance aérodynamique de la balle dans son carénage avant. Et des illustrations d'accompagnement de manuels sur le thème de la résistance lorsque l'air circule autour de divers corps.Nous considérons maintenant le comportement des zones turbulentes séparées avec une aile avec un grand angle d'attaque (voir Fig. 20).
Tout d'abord, il est nécessaire de tracer la trajectoire du flux de séparation au-dessus de la zone stagnante jusqu'à ce qu'il rencontre le flux sous l'aile de l'avion. Puisque nous considérons que le profil du carénage frontal de l'aile est cylindrique symétrique, les jets d'arrachage ont une puissance et une trajectoire égales, c'est-à-dire qu'ils sont également symétriques.
Pour l'aile horizontale, nous avons déjà reçu une bulle détachable symétrique bilatérale avec la fermeture des jets sur l'aile aux mêmes endroits.
Lorsque vous donnez à l'aile un grand angle d'attaque, le modèle des jets de séparation change. Dans le même temps, les tailles de «bulles séparées» = «zones stagnantes» au-dessus et sous l'aile commencent à différer considérablement en volume.
En conséquence, une aile très enflée avec un aplatissement significatif du plan inférieur par rapport à l'énorme dôme de la bulle de séparation sur le plan supérieur de l'aile se révélera être un «corps fictif». Fait intéressant, le profil virtuel équivalent d'un «corps fictif» à un grand angle d'attaque de l'aile avec des bulles séparées gonflées sur le plan supérieur de l'aile est étonnamment similaire à l'avion ECIP bien connu. (voir fig.21)
Fig.20. Le profil de l'aile avec écoulement se rompt sur les plans d'aile avec un grand angle d'attaque et son «corps fictif».
Fig.21. PERRUQUE EKIP. Un modèle d'un modèle WIG en perspective et le modèle WIG actuel plus petit (qui n'a pas décollé en raison de l'arrêt du projet).C'est-à-dire que dans Ekranolet ECIP, c'était une assez bonne idée de contrôler la zone stagnante dans la partie arrière "ombre" de la coque, ce qui a permis au jet de déchirement de se déposer sur l'aile dans la partie supérieure du dôme, ce qui donne une plus grande portance et réduit la résistance aérodynamique au vol.
Il s'avère que l'auteur de l'EKIP n'était pas aussi inventif, offrant un design aussi hippopotame qu'un avion.
Certes, l'ECIP ne devrait pas voler très vite et à de grands angles d'attaque du profil mince initial (environ 15 degrés), avec une traînée élevée correspondante.
L'énorme quantité d'espace de chargement dans une telle aile volante est plus que compensée par une certaine détérioration de l'aérodynamique. Dans le même temps, le Aircraft-Wing structurellement inutilisable semble beaucoup plus attrayant qu'un avion traditionnel avec la séparation des fonctions d'une «aile de soutien» mince et d'un «fuselage cargo-passagers». Mais juste pour un vol stable, il faut encore rajouter un long faisceau pour accueillir la queue, comme sur l'aile volante géante de l'ANT-20 "Maxim Gorky".
Une expansion importante de l'aile (une augmentation de la corde) fait de l'avion EKIP également un WIG prononcé en termes de ses propriétés aérodynamiques lorsqu'il vole près du sol. Ainsi, lorsque vous volez sur l'écran, le «corps fictif» de l'aile avec un grand angle d'attaque se transforme en un fer étrange, où le petit bec de nez de la zone de freinage de l'aile se gonfle à la taille d'un énorme coin stagnant sous l'aile (voir figure 22).
Fig.22. Le profil de l'aile en survolant l'écran avec un grand angle d'attaque et son "corps fictif".À l'intérieur de ce fer pointu, il est possible de le placer sous forme de profils EKIP et VVA-14 Ekranoletos (Bartini), ou d'une aile ultra-épaisse comme celle de l'ANT-20 «Maxim Gorky».
Les avions avec une aile très épaisse étaient populaires dans les années 1930 en URSS, lorsque le plus grand avion d'avant-guerre ANT-20 "Maxim Gorky" a été créé. L'aile de cet avion était si épaisse et large que plusieurs cabines ont été placées dans les compartiments radiculaires de l'aile, où une personne a marché à pleine hauteur (voir Fig. 16.).
Certes, ce monstre a volé avec une vitesse de croisière de seulement 198 km / h (maximum 220 km / h).
Si l'ANT-20 raccourcit légèrement les sections d'extrémité de l'aile, ne laissant que la partie centrale la plus épaisse, alors l'avion ressemblera à la dernière aile "Caspian Monster" Rostislav Alekseev.
Il est intéressant de comparer le «Maxim Gorky» de taille réduite des années 30 avec le «monstre caspien» des années 60 (voir tableau 5)
Tab.5. Caractéristiques comparatives de l'avion ANT-20 "Maxim Gorky" 1934 et WIG KM "Caspian Monster" 1966.
Le tableau contient des données de référence qui doivent être interprétées d'une manière ou d'une autre.
Allons d'abord par un moyen simple de comparer directement des nombres homogènes en se divisant les uns les autres.
Poids maximum: 544/42 = 13 fois
Surface de l'aile: 662/486 = 1,36 fois
Charge spécifique aux ailes: 13 / 1,36 = 9,5 fois
Vitesse de croisière: 430/198 = 2,17 fois
La différence de vitesse à vitesse de croisière: 2,17 ^ 2 = 4,71 fois
Puissance des centrales électriques: (10 * 1300 * 9,81 * 430 / 3,6) / (8 * 900 000 * 0,735) = 28,8 fois
Charge utile tenant compte du carburant: 304 / (42-28,5) = 22,51.
Gamme pratique: 1500/1200 = 1,25
Selon le rapport d'économie de carburant ANT-20 = 7150 / (1200 * 6) = 0,993 l / (t * km)
La voracité du KM n'est pas connue, mais elle peut être estimée par la puissance et la vitesse.
Lors du calcul de la consommation spécifique par voracité de référence 0,8 kg / (kgf * h) pour le moteur VD-7.
Consommation de postcombustion lors de l'accélération de l'eau 10 * 13000 * 0,8 = 104 000 kg / h
Si vous tenez compte de la durée d'un vol de croisière sur l'écran avec seulement deux moteurs sur dix disponibles pour l'accélération et l'accès à l'écran, alors l'économie augmentera.
Pour la croisière avec deux moteurs 2 * 13 000 * 0,8 = 20 800 kg / h
Temps de vol 1500/430 = 3,5 heures
Lors d'un vol à une portée maximale de 1500 km, le KM avalera au moins 104 * 0,5 + 3,5 * 20,8 = 100 tonnes de carburant.
Et la charge utile sera d'environ 200 tonnes.
L'économie de carburant de KM se révélera 100 000 / (1500 * 200) = 0,333 l / (t.km).
Conclusions des relations obtenues:
1. En termes d'économie de carburant, le KM peut être optimiste 3 fois plus économique que l'ANT-20.
Désormais, l'avion de ligne moderne Airbus A380 a une modification de fret A380F avec la capacité de transporter du fret jusqu'à 150 tonnes à une distance de 10 370 km. La masse maximale au décollage est de 560 tonnes (la masse de l'avion lui-même est de 280 tonnes). Nous calculons l'économie de la version cargo à partir de ces indicateurs et donnons 130 tonnes de carburant 150 tonnes de fret à une distance de 10370 km: 130 000 / (150 * 10370) = 0,0835 l / (t * km).
En termes de passagers, l'indicateur est différent: «Parmi les gros paquebots, le plus économique est trois litres de carburant par passager par cent kilomètres (54 milles marins) de l'itinéraire. Selon Airbus [5], par passager, l'A380 consomme 17% moins de carburant que le «plus gros avion moderne» (apparemment, le Boeing 747 est censé l'être). „
Autrement dit, avec un nombre de tests de 850 passagers avec bagages et sièges, nous obtenons un indicateur proche du calcul pour la version cargo.
Il s'avère que nous avons non seulement commencé à voler 4 à 5 fois plus rapidement au cours des 80 dernières années, mais également amélioré le rendement énergétique plus de 10 fois par rapport à l'ANT-20 et 4 fois par Ekranoplan KM. Il y a seulement 20 ans, notre airbus volait 5 fois plus vite que l'ANT-25. Le récent ralentissement des avions de passagers est dû à la lutte pour des vols économes en carburant.
2. La vitesse de croisière du KM est rendue si élevée de force, car à une vitesse inférieure, il ne pourra tout simplement pas voler sur l'écran. La condition de vol à l’écran est le respect de l’inégalité «Vitesse tête»> «Charge alaire moyenne», c’est-à-dire
Pv = 8560Pa à 430 km / h (120 m / s)> 544000 * 9,81 / 662,5 = 8055Pa.
3. La sécurité des vols d'un avion géant à basse vitesse des années 30 est bien meilleure que celle d'un aéronef à ailes à très grande vitesse des années 60, se précipitant presque incontrôlablement parmi les navires lents et les oiseaux aquatiques omniprésents.4. Le coût d'exploitation des ekranoplanes basés en mer est beaucoup plus cher que pour les avions terrestres à haute altitude. Cela est dû au nombre excessif de moteurs nécessaires uniquement pour démarrer de l'eau et sortir au vol d'écran, ainsi qu'à l'extrême agressivité de l'eau de mer lorsqu'elle est exposée aux moteurs et aux conceptions d'ekranoplan lors du vol dans les nuages à partir des éclaboussures des vagues de la mer à proximité.5. Pour l'Ekranoplan KM, la qualité de l'aile lors du vol sur deux moteurs est égale au rapport de leur poussée sur le poids de l'Ekranoplan K = 544 / (13 * 2) = 20,9. Ainsi, l'efficacité aérodynamique d'un Ekranoplan gros et lourd est au niveau de l'efficacité des meilleurs gros avions modernes avec une qualité de planeur de l'ordre de K = 18-20.6. Le mystère pour moi est le triple écart d'efficacité de l'Ekranoplan KM avec l'Airbus 380F: pourquoi, avec une qualité de cellule égale, l'Airbus a-t-il une économie de carburant 4 fois supérieure?Ou est-ce que tout le secret est caché dans la terrible gourmandise des vieux turboréacteurs soviétiques par rapport aux turboréacteurs modernes avec un haut degré de dérivation?:
1. « », .., , , 1986.-413.
2. «» 1, .., , , 2018,-496.
3. «», . .., , ...,2017,-607.