*Ұшақтың қанаты ұшақты ауада ұстау үшін қажетті көтергішті жасауға арналған. Көтеру күші неғұрлым көп болса және кедергі аз болса, қанаттың аэродинамикалық сапасы соғұрлым жоғары болады. Қанаттың көтерілуі мен тартылуы қанаттың геометриялық сипаттамаларына байланысты. Қанаттың геометриялық сипаттамалары жоспардағы және сипаттамалардағы қанаттың сипаттамаларына дейін төмендейді
Қазіргі заманғы ұшақтардың қанаттары эллипстік (а), тікбұрышты (b), трапеция тәрізді (в), сыпырылған (d), үшбұрышты (е) пішінді.
Қанаттың көлденең бұрышы V Қанаттың геометриялық сипаттамалары Пландағы қанаттың пішіні оның кеңістігімен, арақатынасымен, конустықпен, сыпырғыштығымен және көлденеңінен V сипатталады. Қанаттың кеңдігі L - түзудегі қанаттың ұштары арасындағы қашықтық. түзу. Scr жоспарындағы қанат аймағы қанаттың контурымен шектелген.
Трапеция тәрізді және сыпырылған қанаттардың ауданы екі трапецияның аудандары ретінде есептеледі, мұнда b 0 - түбір хордасы, м; bk – соңғы аккорд, м; - қанаттың орташа аккорды, m Қанат арақатынасы – қанаттың кеңдігінің орташа аккордқа қатынасы.Егер bav орнына оның мәнін теңдікке (2.1) алсақ, онда қанат арақатынасы қазіргі заманғы үшін формуласымен анықталады. дыбыстан жоғары және трансоникалық ұшақтар, қанат арақатынасы 2 - 5 аспайды. Төмен жылдамдықты ұшақтар үшін арақатынасы 12 -15, ал планерлер үшін 25-ке дейін жетуі мүмкін.
Қанаттың конусы – осьтік хорданың терминалдық аккордқа қатынасы.Дыбыстан төмен ұшақтар үшін қанаттың конусы әдетте 3-тен аспайды, бірақ трансоникалық және дыбыстан жоғары ұшақтар үшін ол кең шектерде өзгеруі мүмкін. Тасымалдау бұрышы - қанаттың алдыңғы жиегінің сызығы мен ұшақтың көлденең осі арасындағы бұрыш. Тасымалдауды фокус сызығы бойынша (шабуыл жиегінен 1/4 аккорд) немесе қанаттың басқа сызығы бойынша өлшеуге болады. Трансоникалық ұшақтар үшін ол 45°-қа жетеді, ал дыбыстан жоғары ұшақтар үшін 60°-қа жетеді. Қанаттың V бұрышы - ұшақтың көлденең осі мен қанаттың төменгі беті арасындағы бұрыш. Қазіргі ұшақтарда көлденең V бұрышы +5°-тан -15°-қа дейін ауытқиды. Қанат профилі оның көлденең қимасының пішіні болып табылады. Профильдер симметриялы немесе асимметриялық болуы мүмкін. Асимметриялық, өз кезегінде, екі беті дөңес, жазық-дөңес, ойыс-дөңес және т.б. S-тәрізді. Лентикулярлы және сына тәрізді пішінді дыбыстан жоғары ұшақтар үшін пайдалануға болады. Профильдің негізгі сипаттамалары: профиль хордасы, салыстырмалы қалыңдық, салыстырмалы қисықтық
Профильді хорда b - профильдің ең алыс екі нүктесін қосатын түзу кесінді.Қанат профильдерінің пішіндері 1 - симметриялы; 2 - симметриялы емес; 3 - жазық-дөңес; 4 - екі беті дөңес; 5 - S-тәрізді; 6 - ламинатталған; 7 - линза тәрізді; 8 - гауһар тәрізді; 9 көрнекті
Профильдің геометриялық сипаттамалары: b - профиль хордасы; Smax - ең үлкен қалыңдық; fmax - қисықтық көрсеткісі; x-ең үлкен қалыңдықтың координатасы Қанаттың шабуыл бұрыштары
Жалпы аэродинамикалық күш және оны қолдану нүктесі R – жалпы аэродинамикалық күш; Y – көтеру күші; Q – тарту күші; - шабуыл бұрышы; q - сапа бұрышы профильдің салыстырмалы қалыңдығы c - максималды қалыңдықтың Cmax хордаға қатынасы, пайызбен көрсетілген:
Салыстырмалы профиль қалыңдығы c - максималды қалыңдықтың Cmax аккордқа қатынасы, пайызбен көрсетілген: Xc профилінің максималды қалыңдығының позициясы хорда ұзындығының пайызы ретінде көрсетіледі және мұрыннан өлшенеді.Қазіргі ұшақтарда, профильдің салыстырмалы қалыңдығы 416% шегінде. Профильдің салыстырмалы қисықтығы f деп максималды қисықтықтың f хордаға қатынасы болып табылады, пайызбен көрсетілген. Профильдің орталық сызығынан хордаға дейінгі максималды қашықтық профильдің қисаюын анықтайды. Профильдің ортаңғы сызығы профильдің жоғарғы және төменгі контурларынан бірдей қашықтықта сызылады. Симметриялық профильдер үшін салыстырмалы қисықтық нөлге тең, бірақ асимметриялық профильдер үшін бұл мән нөлден ерекшеленеді және 4% аспайды.
ҚАНАТТЫҢ ОРТАША АЭРОДИНАМИЯЛЫҚ ХОРДЫ Қанаттың орташа аэродинамикалық хордасы (MAC) – ауданы, жалпы аэродинамикалық күштің шамасы және қысым центрінің (ҚС) берілгенімен бірдей тік бұрышты қанаттың хордасы. шабуылдың бірдей бұрыштарында қанат.
Трапеция тәрізді бұралмаған қанат үшін MAR геометриялық конструкциямен анықталады. Ол үшін ұшақтың қанаты жоспарда (және белгілі бір масштабта) сызылады. Түбір хордасының жалғасында өлшемдері соңғы хордаға тең кесінді, ал соңғы хорданың жалғасында (алға) түбір хордасына тең кесінді салынады. Сегменттердің ұштары түзу сызықпен қосылған. Содан кейін тамырдың және терминалдық аккордтардың түзу ортасын қоса отырып, қанаттың ортаңғы сызығын сызыңыз. Орташа аэродинамикалық хорда (MAC) осы екі сызықтың қиылысу нүктесі арқылы өтеді.
Ұшақтағы MAR шамасын және орнын біле отырып және оны негізге ала отырып, оған қатысты ұшақтың ауырлық центрінің орнын, қанаттың қысым центрін және т.б. анықтаңыз. Ұшақтың аэродинамикалық күші қанат арқылы жасалады. және қысым орталығында қолданылады. Қысым орталығы мен ауырлық центрі, әдетте, сәйкес келмейді, сондықтан күш моменті пайда болады. Бұл моменттің шамасы күштің шамасына және CG және қысым центрі арасындағы қашықтыққа байланысты, оның орны сызықтық шамалармен немесе пайызбен көрсетілген MAR басынан қашықтығы ретінде анықталады. MAR ұзындығы.
WING DRAG Drag – ұшақ қанатының ауадағы қозғалысына қарсылық. Ол профильден, индуктивті және толқындық кедергіден тұрады: Xcr = Xpr + Hind + XV. Толқынның кедергісі ескерілмейді, өйткені ол 450 км/сағ жоғары ұшу жылдамдығында болады. Профиль кедергісі қысым мен үйкеліс кедергілерінен тұрады: Xpr = XD + Xtr. Қысым кедергісі - қанат алдындағы және артындағы қысымның айырмашылығы. Бұл айырмашылық неғұрлым көп болса, қысымға төзімділік соғұрлым жоғары болады. Қысым айырмашылығы профильдің пішініне, оның салыстырмалы қалыңдығына және қисықтығына байланысты, суретте ол Cx - профиль кедергісінің коэффициентімен көрсетілген).
Профильдің салыстырмалы қалыңдығы неғұрлым көп болса, соғұрлым қанаттың алдындағы қысым соғұрлым жоғарылайды және қанаттың артында, оның артқы жиегінде азаяды. Нәтижесінде қысым айырмашылығы артады және нәтижесінде қысымға төзімділік артады. Ауа ағыны критикалық бұрышқа жақын шабуыл бұрыштарында қанат профилінің айналасында ағып жатқанда, қысымға қарсылық айтарлықтай артады. Бұл жағдайда ағынды ілеспе құйындының өлшемдері және құйындылардың өзі күрт өседі.Үйкеліске қарсылық ағып жатқан қанат профилінің шекаралық қабатындағы ауа тұтқырлығының көрінуіне байланысты пайда болады. Үйкеліс күштерінің шамасы шекаралық қабаттың құрылымына және қанаттың тегістелген бетінің күйіне (оның кедір-бұдырлығына) байланысты. Ауаның ламинарлы шекаралық қабатында үйкеліс кедергісі турбулентті шекаралық қабатқа қарағанда аз болады. Демек, ауа ағынының ламинарлы шекаралық қабаты қанат бетін неғұрлым көп болса, соғұрлым үйкеліс кедергісі төмен болады. Үйкеліс кедергісінің шамасына мыналар әсер етеді: ұшақ жылдамдығы; бетінің кедір-бұдырлығы; қанат пішіні. Ұшу жылдамдығы неғұрлым жоғары болса, қанат бетінің сапасы нашар өңделеді және қанат профилі неғұрлым қалың болса, үйкеліске төзімділік соғұрлым жоғары болады.
Индуктивті кедергі – қанаттың көтерілуінің пайда болуына байланысты кедергінің артуы.Қанаттың айналасында бұзылмаған ауа ағыны өткенде, қанаттың үстінде және астында қысым айырмашылығы пайда болады.Нәтижесінде қанаттардың ұштарында ауаның бір бөлігі ағып кетеді. қысымы жоғары аймақтан төменгі қысым аймағына
U тік жылдамдықпен индукцияланған V жылдамдықпен қанаттың айналасында ағып жатқан ауа ағынының ауытқыған бұрышы ағыс бұрышы деп аталады. Оның мәні құйынды арқанмен индукцияланған тік жылдамдықтың мәніне және келе жатқан ағын жылдамдығының V мәніне байланысты.
Сондықтан ағынның қиғаштығына байланысты оның әрбір учаскесіндегі қанаттың шынайы шабуыл бұрышы геометриялық немесе көрінетін шабуыл бұрышынан әр шамаға ерекшеленетін болады.Белгілі болғандай, қанаттың көтеру күші ^ Y әрқашан перпендикуляр болады. келе жатқан ағынға, оның бағыты. Демек, қанаттың көтеру векторы бұрышпен ауытқиды және ауа ағынының бағытына перпендикуляр V. Көтеру күші барлық ^Y» күші емес, оның келе жатқан ағынға перпендикуляр бағытталған Y құрамдас бөлігі болады.
Ввиду малости величины считаем равна Другая составляющая сила Y" будет Эта составляющая направлена по потоку и называется индуктивным сопротивлением (Рис. представлен выше). Чтобы найти величину индуктивного сопротивления, необходимо вычислить скорость ^ U и угол скоса потока. Зависимость угла скоса потока от удлинения крыла , коэффициента подъемной силы Су и формы крыла в плане выражается формулой где А - коэффициент, учитывающий форму крыла в плане. Для крыльев самолетов коэффициент А равен где эф - удлинение крыла без учета площади фюзеляжа, занимающей часть крыла; - величина, зависящая от формы крыла жоспарда.
мұндағы Cxi – индуктивті реактивтіліктің коэффициенті. Ол формула бойынша анықталады Формуладан Cx көтеру коэффициентіне тура пропорционал және қанат арақатынасына кері пропорционал екенін көруге болады. Нөлдік көтерудің шабуыл бұрышында индукцияланған кедергі нөлге тең болады. Шабуылдың суперкритикалық бұрыштарында қанат профилінің айналасындағы тегіс ағын бұзылады, сондықтан Cx 1 анықтау формуласы оның мәнін анықтау үшін жарамсыз. Cx мәні қанат арақатынасына кері пропорционал болғандықтан, алыс қашықтыққа ұшуға арналған ұшақтар үлкен қанат арақатынасына ие: = 14...15.
ҚАНАТТЫҢ АЭРОДИНАМИЯЛЫҚ САПАСЫ Қанаттың аэродинамикалық сапасы - бұл көтерілу күшінің берілген шабуыл бұрышындағы қанаттың кедергі күшіне қатынасы, мұнда Y - көтеру күші, кг; Q - кедергі күші, кг. Формулаға Y және Q мәндерін қойып, аламыз.Қанаттың аэродинамикалық сапасы неғұрлым жоғары болса, соғұрлым ол кемелді болады. Қазіргі заманғы ұшақтар үшін сапа мәні 14 -15, ал планерлер үшін 45 -50 жетуі мүмкін. Бұл дегеніміз, ұшақтың қанаты кедергіден 14-15 есе, ал планерлер үшін 50 есе асатын көтеру күшін жасай алады.
Аэродинамикалық сапа бұрышпен сипатталады.Көтеру векторлары мен жалпы аэродинамикалық күштер арасындағы бұрыш сапа бұрышы деп аталады. Аэродинамикалық сапа неғұрлым жоғары болса, сапа бұрышы соғұрлым аз болады және керісінше. Қанаттың аэродинамикалық сапасы, формуладан көрініп тұрғандай, Su және Cx коэффициенттерімен бірдей факторларға, яғни шабуыл бұрышына, профиль пішініне, қанаттың жоспарына, ұшу Mach санына және бетінің өңделуіне байланысты. ШАБЫЛ БҰРШЫНЫҢ АЭРОДИНАМИКАЛЫҚ САПАСЫНА ӘСЕРІ Шабуыл бұрышы белгілі бір мәнге өскен сайын аэродинамикалық сапа жоғарылайды. Шабуылдың белгілі бір бұрышында сапа Kmax максималды мәніне жетеді. Бұл бұрыш шабуылдың ең қолайлы бұрышы деп аталады, аңғалдық. Нөлдік көтерудің шабуыл бұрышында Su = 0 болатын жерде көтеру-көтеру қатынасы болады. нөлге тең. Профиль пішінінің аэродинамикалық сапасына әсері профильдің салыстырмалы қалыңдығымен және қисықтығымен байланысты. Бұл жағдайда профиль контурларының пішіні, саусақтың пішіні және аккорд бойындағы профильдің максималды қалыңдығының жағдайы үлкен әсер етеді.Кмакстың үлкен мәндерін алу үшін оңтайлы қалыңдығы мен қисықтығы профиль, контурлардың пішіні және қанаттың ұзаруы таңдалады. Ең жоғары сапа мәндерін алу үшін қанаттың ең жақсы пішіні алдыңғы шеті дөңгелектенген эллиптикалық болып табылады.
Аэродинамикалық сапаның шабуыл бұрышына тәуелділігінің графигі Сору күшінің қалыптасуы Аэродинамикалық сапаның шабуыл бұрышына және профиль қалыңдығына тәуелділігі Мах санына байланысты қанаттың аэродинамикалық сапасының өзгеруі
ҚАНАТ ПОЛЯРЫ Қанаттың ұшу сипаттамаларын әртүрлі есептеулер үшін шабуылдың ұшу бұрыштарының диапазонында Cy және Cx бір мезгілде өзгеруін білу өте маңызды. Осы мақсатта полярлық деп аталатын Cy коэффициентінің Сх-қа тәуелділігінің графигі салынады. «Полярлық» атауы бұл қисықты CR жалпы аэродинамикалық күш коэффициентінің координаталары бойынша құрастырылған полярлық диаграмма ретінде қарастыруға болатындығымен түсіндіріледі және мұндағы жалпы аэродинамикалық күштің R бағытына бейімділік бұрышы. келе жатқан ағынның жылдамдығы (Сy және Cx шкалалары бірдей деп алынған жағдайда). Қанат полярын салу принципі Қанат поляры Егер профильдің қысым центрімен біріктірілген векторды полярдың кез келген нүктесіне дейін жүргізсек, онда ол қабырғалары сәйкес келетін тіктөртбұрыштың диагоналін көрсетеді. Сy және Сх тең. шабуыл бұрыштарынан сүйреу және көтеру коэффициенті - қанаттың полярлығы деп аталады.
Поляр берілген геометриялық өлшемдері мен профиль пішіні бар өте ерекше қанат үшін салынған. Қанат полярлығы негізінде шабуылдың бірқатар сипаттамалық бұрыштарын анықтауға болады. Нөлдік көтеру бұрышы o полярдың Cx осімен қиылысында орналасқан. Бұл шабуыл бұрышында көтеру коэффициенті нөлге тең (Cy = 0). Қазіргі заманғы ұшақтардың қанаттары үшін әдетте o = шабуыл бұрышы, бұл кезде Cx ең кіші мән Cx болады. мин. Cy осіне полярға параллель жанама салу арқылы табылады. Қазіргі заманғы қанат профильдері үшін бұл бұрыш 0-ден 1°-қа дейін болады. Шабуылдың ең тиімді бұрышы аңғалдық. Шабуылдың ең қолайлы бұрышында қанаттың аэродинамикалық сапасы максималды болғандықтан, (2.19) формулаға сәйкес, осы шабуыл бұрышында Cy осі мен координаттың басынан алынған жанама арасындағы бұрыш, яғни сапа бұрышы. , минималды болады. Сондықтан аңғалдықты анықтау үшін басынан полярға жанама сызу керек. Сенсорлық нүкте аңғалдыққа сәйкес келеді. Қазіргі қанаттар үшін аңғалдық 4 - 6 ° шегінде жатыр.
Шабуылдың критикалық бұрышы. Шабуылдың критикалық бұрышын анықтау үшін Cx осіне параллель полярға жанама салу керек. Байланыс нүктесі критке сәйкес болады. Қазіргі ұшақтардың қанаттары үшін крит = 16 -30°. Аэродинамикалық сапасы бірдей шабуыл бұрыштары координаттың басынан полярға қарай секант салу арқылы табылады. Қиылысу нүктелерінде ұшу кезіндегі шабуыл бұрыштарын (i) табамыз, бұл кезде аэродинамикалық сапа бірдей және міндетті түрде Kmax-тен аз болады.
ҰШАҚТЫҢ ПОЛЯРЫ Ұшақтың негізгі аэродинамикалық сипаттамаларының бірі - ұшақтың полярлылығы. Қанаттың Cy көтеру коэффициенті бүкіл ұшақтың көтеру коэффициентіне тең, ал әрбір шабуыл бұрышы үшін ұшақтың кедергі коэффициенті қанаттың Cx-тен Cx мөлшеріне үлкен. Ұшақтың полярлығы Cx уақыт шамасына қарай қанат полярлығының оң жағына жылжиды. Ұшақтың поляризациясы жел туннельдеріндегі үлгілерді үрлеу арқылы эксперименталды түрде алынған Сy=f() және Сх=f() тәуелділіктерінің мәліметтері арқылы құрастырылады. Ұшақтың полярлық жазықтығына шабуыл бұрыштары қанаттың полярлық жазықтықта белгіленген шабуыл бұрыштарын көлденең аудару арқылы орнатылады. Әуе кемесінің полярлығы бойынша аэродинамикалық сипаттамалар мен шабуылдың сипаттамалық бұрыштарын анықтау қанаттың полярлығындағыдай жүзеге асырылады.
Нөлдік көтергіш ұшақтың шабуыл бұрышы іс жүзінде нөлдік көтергіш қанаттың шабуыл бұрышымен бірдей. Бұрыштағы көтеру күші нөлге тең болғандықтан, шабуылдың бұл бұрышында ұшақтың тек тік төмен қарай қозғалысы мүмкін, ол тік сүңгуір немесе 90 ° бұрышпен тік сырғанау деп аталады.
Кедергі коэффициенті ең аз мәнге ие болатын шабуыл бұрышын Cy осіне полярға параллель жанама салу арқылы табады. Бұл шабуыл бұрышында ұшқанда, ең аз тарту жоғалуы болады. Бұл шабуыл бұрышында (немесе оған жақын) ұшу максималды жылдамдықта орындалады. Шабуылдың ең қолайлы бұрышы (аңғалдық) ұшақтың аэродинамикалық сапасының ең жоғары мәніне сәйкес келеді. Графикалық түрде бұл бұрыш қанаттағы сияқты, басынан полярға жанама сызу арқылы анықталады. График ұшақтың полярына жанаманың көлбеулігі қанаттың полярына жанамаға қарағанда үлкен екенін көрсетеді. Қорытынды: тұтастай алғанда ұшақтың максималды сапасы әрқашан жеке қанаттың максималды аэродинамикалық сапасынан төмен.
График ұшақтың ең қолайлы шабуыл бұрышы қанаттың ең қолайлы шабуыл бұрышынан 2 - 3° үлкен екенін көрсетеді. Әуе кемесінің шабуылының критикалық бұрышы (критикалық) шамасы бойынша қанат үшін бірдей бұрыштан айырмашылығы жоқ. Клапандарды ұшып көтерілу күйіне дейін көтеру (= 15 -25°) кедергі коэффициентінің салыстырмалы түрде аз өсуімен Sumax максималды көтеру коэффициентін арттыруға мүмкіндік береді. Бұл ұшудың қажетті минималды жылдамдығын азайтуға мүмкіндік береді, бұл ұшу кезінде ұшақтың ұшу жылдамдығын іс жүзінде анықтайды. Қақпақтарды (немесе қақпақтарды) ұшып көтерілу орнына орналастыру арқылы ұшып шығу ұзақтығы 25%-ға дейін қысқарады.
Қақпақтар (немесе қақпақтар) қону жағдайына (= 45 - 60°) ұзартылған кезде, максималды көтеру коэффициенті 80% дейін артуы мүмкін, бұл қону жылдамдығын және жүгіру ұзақтығын күрт төмендетеді. Дегенмен, кедергі көтеру күшіне қарағанда тезірек артады, сондықтан аэродинамикалық сапа айтарлықтай төмендейді. Бірақ бұл жағдай оң операциялық фактор ретінде пайдаланылады - қонуға дейін сырғанау кезінде траекторияның тіктігі артады және, тиісінше, ұшақ қону жолағына жақындау сапасына аз талап етеді. Алайда, сығылу мүмкіндігін бұдан былай елемеуге болмайтын (M > 0,6 - 0,7) осындай M сандарына жеткенде, көтеру және кедергі коэффициенттері сығылуды түзетуді ескере отырып анықталуы керек. мұндағы Сусж – сығылуды есепке алғандағы көтеру коэффициенті; Сунесж - Сусж сияқты бірдей шабуыл бұрышы үшін сығылмайтын ағынның көтеру коэффициенті.
M = 0,6 -0,7 сандарына дейін барлық полярлар іс жүзінде сәйкес келеді, бірақ үлкен сандарда ^ M олар оңға жылжи бастайды және сонымен бірге Cx осіне бейімділігін арттырады. Полярлардың оңға ығысуы (үлкен Сх бойынша) ауаның сығылғыштығының әсерінен профильді кедергі коэффициентінің ұлғаюымен, ал санның одан әрі ұлғаюымен (M > 0,75 - 0,8) пайда болуымен байланысты. толқынның кедергісі. Полярлардың көлбеуінің ұлғаюы индуктивті кедергі коэффициентінің жоғарылауымен түсіндіріледі, өйткені сығылатын газдың дыбыстан тыс ағынында бірдей шабуыл бұрышында ол пропорционалды түрде артады.Сығылу сәтінен бастап ұшақтың аэродинамикалық сапасы. әсері айтарлықтай төмендей бастайды.
1-слайд
Тақырып бойынша физика жобасы: Орындаған: Попов Руслан, 10 «А» сынып оқушысы НҰУ «РФ №38 орта мектебі» Мұғалімі: Мичуринск Валовен С.А., 2008 ж.Слайд 2
Слайд 3
Слайд 4
Қанаттың көтеру күші (оны F деп белгілейік) қанаттың көлденең қимасы көбінесе дөңес жоғарғы бөлігі бар асимметриялық профиль болғандықтан туындайды. Ұшақтың немесе планердің қанаты қозғалып, ауаны кесіп өтеді. Қарсы келетін ауа ағынының бір бөлігі қанат астына, екіншісі оның үстіне түседі. F мәзірінен келесі шығу
Слайд 5
Қанаттың үстіңгі бөлігі төменгіге қарағанда дөңес, сондықтан жоғарғы ағындар төменгілерге қарағанда ұзағырақ қашықтықты жүруге мәжбүр болады. Бірақ қанатқа түсетін және одан шығатын ауа мөлшері бірдей. Бұл жоғарғы ағындар төменгілерге ілесу үшін жылдамырақ қозғалуы керек дегенді білдіреді. Қанат астындағы қысым қанат үстіндегі қысымнан жоғары. Бұл қысым айырмашылығы аэродинамикалық R күшін жасайды, оның құрамдастарының бірі көтеру күші F. мәзір одан әрі шығу.
Слайд 6
Қанаттың көтеру күші неғұрлым көп болса, соғұрлым шабуыл бұрышы, профильдің қисаюы, қанат ауданы, ауа тығыздығы және ұшу жылдамдығы, ал көтеру күші жылдамдықтың квадратына байланысты. Шабуыл бұрышы сыни мәннен аз болуы керек, жоғарылағанда көтеру күші төмендейді. мәзірден келесі шығу α
Слайд 7
Көтергішті дамыту кезінде қанат әрқашан қозғалысқа қарсы бағытталған X сүйреуін сезінеді, сондықтан оны баяулатады. Көтеру күші келе жатқан ағынға перпендикуляр. R күші қанаттың жалпы аэродинамикалық күші деп аталады. Аэродинамикалық күштің әсер ету нүктесі қанатты қысымның центрі (КП) деп аталады. келесі шығу мәзірі
Слайд 8
F = CF 2/2 S – көтеруді есептеу формуласы, мұндағы: F – қанат көтеру, CF – көтеру коэффициенті, S – қанат ауданы. R = CR 2/2 S – аэродинамикалық күшті есептеу формуласы, мұндағы: CR – аэродинамикалық күш коэффициенті. S – қанат аймағы. мәзірден шығу
Слайд 9
Ұшақтың көтеру күші оның салмағын теңестіре отырып, ұшуға мүмкіндік береді, ал сүйреу оның қозғалысын бәсеңдетеді. Фронтальды қарсылықты электр станциясы әзірлеген тарту күші жеңеді. Ұшақ ғарышта көтерілу және қозғалу үшін электр станциясын қажет етеді. Жылдамдық неғұрлым жоғары болса, көтергіш соғұрлым жоғары болады. Заманауи ұшақтарда қанат сүйреуден ұшу кезінде құлап қалмас үшін сыпырылған дизайнмен жасалған. келесі шығу мәзірі
Слайд 10
Ұшақ қозғалтқыштарының конструкциясы уақыт өте өзгерді. Авиациялық қозғалтқыштардың негізгі үш түрі бар: 1. поршенді, 2. турбовинтті, 3. реактивті. Бұл қозғалтқыштардың барлығы жылдамдық пен тарту сипаттамалары бойынша ерекшеленеді. Реактивті қозғалтқыш анағұрлым жетілдірілген. Осы типтегі қозғалтқышы бар заманауи жауынгерлік ұшақтар дыбыс жылдамдығынан бірнеше есе асып түседі. келесі шығу мәзірі
Слайд 11
(1847-1921) Ұлы орыс ғалымы, қазіргі гидравлика мен аэромеханиканың негізін салушы, «орыс авиациясының атасы». Жуковский теміржол инженерінің отбасында дүниеге келген. 1858 жылы 4-ші Мәскеу ерлер классикалық гимназиясына түсіп, оны 1864 жылы бітірді. Сол жылы Мәскеу университетінің физика-математика факультетіне оқуға түсіп, оны 1868 жылы қолданбалы математика мамандығы бойынша бітірді. 1882 жылы Жуковскийге қолданбалы математика ғылымының докторы ғылыми дәрежесі берілді. келесі шығу мәзірі
Слайд 12
20 ғасырдың басынан бастап Жуковскийдің басты назары аэродинамика мен авиация мәселелерін дамытуға аударылды. 1904 жылы оның басшылығымен Мәскеу түбіндегі Кучине селосында Еуропадағы алғашқы аэродинамикалық институт салынды. Жуковский авиациялық кадрларды - авиаконструкторлар мен ұшқыштарды дайындауда орасан зор жұмыс атқарды. Жаңадан пайда болған отандық авиация ғылымының жарқын орталықтарының бірі болып Н.Е. Жуковский Мәскеу техникалық училищесінде. Дәл осы жерде әлемге әйгілі авиаконструкторлар мен ғалымдар шығармашылық жолын бастады: А.С. Туполев, В.П. Ветчинскин, Б.Н.Юрьев, Б.С.Стечкин, А.А. Архангельский және басқалар. келесі шығу мәзірі
Слайд 13
1904 жылы Кучинский зертханасында Жуковский заманауи аэродинамиканың одан әрі дамуына және оның авиация теориясына қолданылуына негіз болған тамаша жаңалық ашты. Жуковский ұйықтап жатқанда ғана жұмыс істемеді. Ол өмірінде ешқашан ұшақта ұшпаған. Авиацияның алғашқы табыстарына байланысты ғалымның алдында лифттің пайда болу көзін, оны ұлғайту мүмкіндігін анықтау және оны есептеудің математикалық әдісін табу міндеті тұрды. 1905 жылы 15 қарашада Жуковский әуе кемесінің барлық аэродинамикалық есептеулерінің негізі болып табылатын көтеруді анықтау формуласын берді. келесі шығу мәзірі 1. Ермаков А.М. «Ең қарапайым ұшақ үлгілері», 1989 2. Кирсанов атындағы Азаматтық авиация авиациялық техникалық училищесінің ескертулері, 1988 ж. 3. TSB ред. Введенский Б.А., т.16 4. Интернет ресурстары: http://media.aplus.by/page/42/ http://sfw.org.ua/index.php?cstart=502& http:// www.atrava. ru/08d36bff22e97282f9199fb5069b7547/news/22/news-17903 http://www.airwar.ru/other/article/engines.html http://arier.narod.ru/avicos/l-korolev.htm http://kto -kto.narod.ru/bl-bl-3/katanie.html http://www.library.cpilot.info/memo/beregovoy_gt/index.htm http://vivovoco.ibmh.msk.su /VV/PAPERS /HISTORY/SIMBIRSK/SIMBIRSK.HTM мәзірінен шығу Скалистов орта мектебі I–III деңгей
10-сыныптағы элективті физика курсы Тақырып бойынша ғылыми жоба
«Қанаттың аэродинамикалық қасиеттерінің оның пішініне тәуелділігін зерттеу».
Бахчисарай.
Ғылыми жетекші:
физика мұғалімі Джемилев Ремзи Недимович
Орындаған жұмыс: Ерофеев Сергей
10 сынып оқушысы
(Скалистов орта мектебі
мектеп I-III деңгейлер
Бахчисарай аудандық кеңесі
Қырым Автономиялық Республикасы)
Тақырыпты жаңарту.
Жаңа ұшақтарды жобалаудағы негізгі мәселелердің бірі - оңтайлы қанат пішінін және оның параметрлерін (геометриялық, аэродинамикалық, беріктік және т.б.) таңдау. Ұшақ конструкторларына жоғары жылдамдықта пайда болатын әртүрлі күтпеген әсерлермен күресуге тура келді. Сондықтан қазіргі заманғы ұшақтардың қанаттарының кейде әдеттен тыс пішіндері. Қанаттар артқа «бүгіліп», оларға жебенің көрінісін береді; немесе керісінше, қанаттар алға жылжу пішінін алады.
Біздің зерттеу объектісі физиканың аэродинамика бөлімі болып табылады - бұл ауа мен басқа газдардың қозғалысының заңдылықтары және олардың қозғалатын қатты денелермен күш әрекеттесуі зерттелетін аэромеханика бөлімі.
Зерттеу пәні белгілі бір уақытта қанаттың көтерілу күшінің шамасын анықтау болып табылады
қанатқа қатысты ауа ағынының жылдамдығы.Қанаттың пішініне әсер ететін негізгі себептердің бірі - жоғары жылдамдықтағы ауаның мүлдем басқаша әрекеті.
Аэродинамика – эксперименттік ғылым. Қатты дененің келетін ауа ағынымен әрекеттесу процесін нақты сипаттауға мүмкіндік беретін формулалар әлі жоқ. Алайда пішіні бірдей денелердің (түрлі сызықтық өлшемдері бар) ауа ағынымен бірдей әрекеттесетіні байқалды. Сондықтан сабақта көлденең қимасы бірдей, бірақ пішіні әр түрлі үш қанат түрінің аэродинамикалық параметрлері бойынша зерттеу жүргіземіз: тікбұрышты, сыпырылған және айнала ауа өткенде кері сыпырылған.
Біз жүргізетін бақылаулар мен эксперименттер ұшақтың ұшуы кезінде байқалатын физикалық құбылыстардың кейбір жаңа аспектілерін жақсы түсінуге көмектеседі.
Біздің тақырыбымыздың өзектілігі авиация мен авиациялық технологияны танымал етуде.
Зерттеудің тарихы.
Біз айналамыздағы ауаны сезінеміз бе? Егер біз қозғалмасақ, біз оны іс жүзінде сезбейміз. Мысалы, біз терезелері ашық көлікте жарысып жатқанда, бетімізге соққан жел серіппелі сұйықтық ағынына ұқсайды. Бұл ауаның икемділігі мен тығыздығы бар және қысым жасай алатынын білдіреді. Біздің алыстағы бабамыз атмосфералық қысымның бар екенін дәлелдейтін тәжірибелер туралы ештеңе білмеген, бірақ ол қолдарын қатты бұлғаса, құс сияқты ауадан итеріп кететінін интуитивті түрде түсінді. Ұшу арманы адам есінде болғанша ұзақ уақыт бойы бірге жүреді. Бұл туралы әйгілі Икар аңызы айтады. Көптеген өнертапқыштар ұшуға тырысты. Әртүрлі елдерде және әртүрлі уақытта ауа элементін жаулап алуға көптеген әрекеттер жасалды. Ұлы итальяндық суретші Леонардо да Винчи тек адамның бұлшықет күшімен жұмыс істейтін ұшақтың эскизін жасады. Алайда табиғат адамға құстай ұшуға мүмкіндік бермеді. Бірақ ол оны ақылмен марапаттады, бұл оған жерден көтеруге және өзін ғана емес, сонымен қатар жүкті адамды да көтеруге қабілетті ауадан ауыр аппаратты ойлап табуға көмектесті.
Ол мұндай машинаны қалай жасай алды? Ұшақты ауада не ұстайды? Жауап анық - қанаттар. Қанатты не ұстайды? Ұшақ алға қарай асығады, жылдамдайды және көтеріледі. Жеткілікті жылдамдықта ол біздің ұшақты жерден көтеріп, ұшу кезінде ұшақты ұстап тұрады.
Алғашқы теориялық зерттеулер мен маңызды нәтижелерді 19-20 ғасырлар тоғысында орыс ғалымдары Н.Е.Жуковский мен С.А.Чаплыгин жүргізді.
Николай Егорович Жуковский (1847 -1921) - орыс ғалымы, қазіргі аэродинамиканың негізін салушы. Ғасырдың басында жел туннелін салып, ұшақ қанатының теориясын жасады. 1890 жылы Жуковский өзінің авиация саласындағы «Ұшу теориясы туралы» атты алғашқы жұмысын жариялады.
Сергей Алексеевич Чаплыгин (1869 - 1942) теориялық механика саласындағы кеңес ғалымы, қазіргі гидроаэродинамиканың негізін салушылардың бірі. «Газ ағындары туралы» атты еңбегінде ол жоғары жылдамдықтағы ұшу теориясын берді, ол қазіргі жоғары жылдамдықты авиацияның теориялық негізі болды.
«Адамның қанаты жоқ және денесінің салмағына және бұлшық еттерінің салмағына қатысты ол құсқа қарағанда 72 есе әлсіз ... Бірақ ол бұлшық етінің күшіне емес, ақыл-ойының күшіне сүйеніп ұшады деп ойлаймын».
ЖОҚ. Жуковский
Аэродинамика негіздері. Негізгі ұғымдар.
Жел туннелі - денелердің айналасындағы ауа ағынын эксперименттік зерттеу үшін ауа ағынын жасайтын қондырғы.
Жел туннельіндегі эксперименттер қозғалыстың қайтымдылығы принципі негізінде жүзеге асырылады - дененің ауадағы қозғалысын ауыстыруға болады.
қозғалмайтын денеге қатысты газдың қозғалысы.
Ұшақтың қанаты - ұшақтың ең маңызды бөлігі, ұшақты ұшатын көтергіш көзі. Әр түрлі ұшақтардың фюзеляжға қатысты өлшемі, пішіні және орналасуы бойынша әртүрлі қанаттары бар.
Қанат кеңістігі – түзу сызықтағы қанаттың ұштары арасындағы қашықтық.
Қанат аймағы S –бұл қанаттың контурымен шектелген аумақ. Сығылған қанаттың ауданы екі трапецияның ауданы ретінде есептеледі.
S = 2 = bav ɭ [ м2 ] (1)
Жалпы аэродинамикалық күш - келе жатқан R күші
ауа ағыны қатты денеге әсер етеді. Бұл күшті тік Fy және көлденең Fx құраушыларына ыдырату арқылы (1-сурет) сәйкес қанаттың көтеру күшін және оның кедергі күшін аламыз.
Эксперименттің сипаттамасы.
Демонстрациялардың анықтығын және тәжірибелердің сандық талдауын арттыру үшін біз өлшеу құралын қолданамыз - қанаттың көтеру күшінің сандық мәнін анықтаймыз. Өлшеу құрылғысы тең емес иінтірегі бар көрсеткіш орнатылған металл жақтаудан тұрады. Ауа ағынын қанат үлгісіне бағыттау арқылы рычагтың тепе-теңдігі бұзылады және көрсеткі қанаттың көлденеңінен ауытқу бұрышын көрсететін шкала бойымен жылжиды.
Қанат үлгілері 140 ͯ 50 мм болатын көбік пластиктен жасалған. Қазіргі заманғы ұшақтардың қанаттары пішіні бойынша төртбұрышты, сыпырылған немесе алға қарай сыпырылған болуы мүмкін.
Қанатты көтерудің шамасын өлшеуге арналған модель келесі негізгі блоктарды қамтиды (4-сурет).
жел туннелі;
Өлшеу құрылғысы;
Жоғарыда көрсетілген құрылғылар бекітілген бекітілген платформа.
Эксперимент жүргізу.
Модель келесідей жұмыс істейді:
Тәжірибе үшін қанат үлгісі рычагқа бекітіліп, жел туннельінен 20-25 см қашықтықта орнатылады. Ауа ағынын қанат үлгісіне бағыттаңыз және оның қалай көтерілетінін бақылаңыз. Қанаттың пішінін өзгерту. Модель өзінің бастапқы орнын алатындай етіп рычагты қайтадан тепе-теңдікке келтіреміз және сол ауа ағынының жылдамдығында көтеру күшінің шамасын анықтаймыз.
Егер сіз пластинаны ағынның бойымен орнатсаңыз (шабуылдың нөлдік бұрышы), онда ағын симметриялы болады. Бұл жағдайда ауа ағыны пластинамен ауытқымайды және Y көтеру күші нөлге тең болады. X қарсылық минималды, бірақ нөл емес. Ол пластинаның бетіндегі ауа молекулаларының үйкеліс күштері арқылы жасалады. Жалпы аэродинамикалық R күші минималды және X кедергі күшімен сәйкес келеді.
Шабуыл бұрышы бірте-бірте артып, ағынның еңісі артқан сайын көтеру күші артады. Қарсылық та күшейіп жатқаны анық. Бұл жерде айта кету керек, шабуылдың төмен бұрыштарында көтеру сүйреуге қарағанда әлдеқайда жылдам өседі.
Тікбұрышты қанат.
- Қанаттың массасы m ≈ 0,01 кг;
- қанаттың ауытқу бұрышы α = 130, g ≈ 9,8 Н/кг.
Қанат аймағы С= 0,1 0,027 = 0,0027 м2
Қанатты көтеру Rу = = 0,438 Н
Rх = = 0,101 Н сүйреңіз
К = Fu/Fх =0,438/0,101 = 4,34
Қанаттың аэродинамикалық сапасы неғұрлым жоғары болса, соғұрлым ол кемелді болады.
- Шабуыл бұрышы ұлғайған сайын, ауа ағынының пластинаны айналып өтуі қиындай түседі. Көтеру күшейе түскенімен, бұрынғыға қарағанда баяу. Бірақ сүйреу тезірек және тезірек өседі, бірте-бірте көтерудің өсуінен асып түседі. Нәтижесінде жалпы аэродинамикалық күш R артқа қарай ауытқи бастайды. Сурет күрт өзгереді.
Ауа ағындары пластинаның үстіңгі бетінің айналасында біркелкі ағып кете алмайды. Пластинаның артында күшті құйын пайда болады. Көтеру күрт төмендейді және сүйреу артады. Аэродинамикадағы бұл құбылыс FLOW START деп аталады. «Үзілген» қанат қанат болудан қалады. Ол ұшуды тоқтатып, құлай бастайды.
Біздің тәжірибемізде, қанаттың ауытқу бұрышы α = 600 немесе одан жоғары болса да, қанат тоқтайды, ол ұшпайды, g ≈9,8 Н/кг
Қанатты көтеру Ry = = 0,113 Н
Rх = = 0,196 Н сүйреңіз
Қанаттың аэродинамикалық сапасы K = 0,113/0,196 = 0,58
Сыпырылған қанат.
Қанаттың массасы m ≈ 0,01 кг;
қанаттың ауытқу бұрышы α = 200, g ≈ 9,8 Н/кг
Қанат аймағы С= 0,028 м2
Қанатты көтеру Rу = = 0,287 Н
R x = = 0,104 Н сүйреңіз
Қанаттың аэродинамикалық сапасы
К = Fu/Fх = 0,287/0,104 = 2,76
Алға соғылған қанат.
Қанаттың массасы m ≈ 0,01 кг;
қанаттың ауытқу бұрышы α = 150, g ≈ 9,8 Н/кг
Қанат аймағы S= 0,00265 м2
Қанатты көтеру Rу = = 0,380 Н
Rх = =0,102 Н сүйреңіз
Қанаттың аэродинамикалық сапасы
К = Fu/Fх = 0,171/0,119 = 3,73
Эксперимент талдауы
Тәжірибе мен алынған нәтижелерді талдай отырып, біз қанаттың аэродинамикалық сапасы неғұрлым жоғары болса, соғұрлым жақсы деген тезистен шықтық.
Біздің тәжірибеміздің бірінші жағдайында ең жақсы қанаттар төртбұрышты қанат және алға қарай иілген қанат болып шықты. Тікелей қанаттың негізгі артықшылығы оның жоғары көтеру коэффициенті К = 4,34. Сүзілген қанат үшін көтеру коэффициенті K = 2,76-ға тең және сәйкесінше алға қарай сыпырылған қанаттың көтеру коэффициенті K = 3,73-ке тең. Сондықтан, ең жақсы қанат төртбұрышты қанат және алға қарай серпілген қанат болып шықты.
Біз жоғарырақ ауа ағыны күшімен тәжірибемізді қайталадық: бұл ретте түзу қанат пен алға қарай иілген қанаттың аэродинамикалық қасиеттері K = 2,76 және K = 1,48 дейін күрт төмендеді, бірақ сыпырылған қанаттың аэродинамикалық сапасы өзгерді. сәл K = 2,25.
Сүзілген қанат үшін алынған нәтижелерді талдай отырып, біз ауа ағынының жылдамдығының жоғарылауымен, көтеру коэффициентін дерлік өзгеріссіз сақтай отырып, қанаттың кедергісі айтарлықтай баяу өсетінін байқадық.
Бұл жұмыста біз қанаттың көтеру күшінің тек оның планкасына тәуелділігін зерттедік. Нақты ұшуда қанаттың көтеру күші оның ауданына, профиліне, сондай-ақ шабуыл бұрышына, жылдамдығы мен ағынының тығыздығына және басқа да бірқатар факторларға байланысты.
Эксперимент таза болуы үшін келесі шарттарды сақтау қажет:
- ауа ағыны тұрақты болды;
- Қанат осі мен жел туннелінің осі сәйкес келді.
- құбырдың ұшынан қанат бекітілген жерге дейінгі қашықтық әрқашан бірдей болды;
- P.S. Кудрявцев. МЕН ДЕ. Конфедерациялар. Физика және техника тарихы. Педагогикалық институт студенттеріне арналған оқулық. РСФСР Білім министрлігінің Мемлекеттік оқу-педагогикалық баспасы. Мәскеу 1960 ж
- Физика. Мен әлемді зерттеп жатырмын. Балалар энциклопедиясы. Мәскеу. АСТ. 2000
- В.Б. Байдаков, А.С. Клумов. Әуе кемелерінің аэродинамикасы және ұшу динамикасы. Мәскеу. «Машина жасау», 1979 ж
- Ұлы Совет энциклопедиясы. 13. Үшінші басылым. Мәскеу.«Советский энциклопедия», 1978 ж.
Құстар не үшін ұшады? Ұшақты қандай күштер көтереді? Неліктен планер ауада жүзеді? Гипотеза: қажетті жағдай жасалған жағдайда ұшақ ұшады.Зерттеудің мақсаты: ұшу теориясымен танысу; әуе кемесінің ұшуына қажетті шарттарды анықтау. Зерттеу міндеттері: Қанатты көтерудің пайда болуына қажетті жағдайларды анықтау; Ұшақтың тұрақтылығын қамтамасыз ететін жағдайларды анықтау. Зерттеу әдістері мен әдістері Мәселе бойынша әдебиеттерді талдау, Әуе кемесінің ұшу шарттарын анықтау бойынша эксперименттік жұмыс (ауырлық центрі мен ұшу қашықтығын анықтау, ауырлық центрінің орналасуының, әуе винтінің және қанат пішінінің ұшу қашықтығына әсері). Эксперименттік жұмыс нәтижелерін талдау Көтергіш құрудың үш принципін, Архимед заңын, Бернулли заңын зерттеді. Көтеру күші неге және қалай пайда болатынын білдіңіз бе? (шабуыл бұрышы, қанаттың қысым центрі) Ұшу тұрақтылығы туралы, ауырлық центрі, түзу сызықты қозғалысты орнату үшін модельдің туралануының мәні (ауырлық центрінің орын ауыстыруы). Ұшақ не үшін және қалай ұшады. Ұшу режимдері. 1. Көтергішті құрудың үш принципі Аэростатикалық аэродинамикалық зымыран Архимед заңы Лифтті құрудың аэростатикалық принципін Архимед заңы арқылы түсіндіруге болады, ол сұйық және ауа орталары үшін бірдей жарамды: «Сұйықтыққа толығымен батырылған денені итеріп жіберетін күш. сұйық немесе газ, осы дененің көлеміндегі сұйықтықтың немесе газдың салмағына тең». Аэростатикалық принципке негізделген ұшақтар әуе шарлары немесе аэростаттар деп аталады. Бернулли заңы Аэродинамикалық принцип Бернулли заңымен түсіндіріледі. құру Егер қанаттың жоғарғы жиегінің айналасындағы ауа ағынының жылдамдығы төменгіден жоғары болса. Сонда төменгі жиектегі ауа қысымы үстіңгі жаққа қарағанда жоғары болады. р2+1/2ρѵ 22 =p1 +1/2 ρѵ 21, ∆р=р2-р1=1/2 ρ(ѵ21-ѵ22). Планерлердің, ұшақтардың және тікұшақтардың көтеру күші аэродинамикалық принцип бойынша жасалады. 2. Көтеру күші неге және қалай пайда болады Николай Егорович Жуковский Ю- Қанаттың көтеру күші, R - аэродинамикалық күш, Х - тарту күші, CD - қанаттың қысым центрі 3. Ұшу тұрақтылығы қалай қамтамасыз етіледі Әуе винттерінің түрлері және олардың қолдану Қалақшалар винтінің ұштарынан ауа құйындыларының төгілуі. Реактивті қозғалтқыштар турбореактивті турбовинттік 4. Ұшақтың ұшу режимдері Y-қанаттың көтеру күші, R-аэродинамикалық күш, X-сүйрету күші, P-винттің итеру күші. Ұшақ горизонталь траектория бойынша тіке ұшуға мүмкіндік берсін. Осы күшті екіге ыдыратайық – Y ұшу бағытына перпендикуляр және Х рейсі бойымен. Жазықтыққа ауырлық күші G әсер етеді. Y және G күштерінің шамасы тең болуы керек, әйтпесе ұшақ көлденең ұшпайды. Ұшаққа ұшақтың қозғалыс бағытына бағытталған әуе винтінің Р тарту күші әсер етеді. Бұл күш кедергі күшін теңестіреді. Сонымен, бірқалыпты көлденең ұшуда қанаттың көтерілуі ұшақтың ауырлық күшіне, ал винттің тарту күші кедергіге тең болады. Егер бұл күштер тең болмаса, қозғалыс қисық сызықты деп аталады. P - бұранданың итеру күші, Y - қанаттың көтерілу күші, R - аэродинамикалық күш, X - кедергі күші, G, G1, G2 - ауырлық күштері. Енді тұрақты көтерілу кезінде ұшаққа қандай күштер әсер ететінін қарастырайық. Көтеру күші Y ұшақтың қозғалысына перпендикуляр бағытталған, Х сүйреу күші қозғалысқа тікелей қарсы, Р итеру күші қозғалыс бойымен және G ауырлық күші тігінен төмен. Y-қанатты көтеру күші, R-аэродинамикалық күш, X-сүйрету күші G,G1,G2-ауырлық күші. Сырғанау биіктікті үздіксіз жоғалтумен сипатталады. R күші G күшін теңестіруі керек. G 2 күшінің әсерінен, Х кедергісін және ұшақтың мүмкін сырғанауын теңестіреді. Зерттеу нәтижелерін талдау Ұшу үшін қажетті жағдайлар зерттелді және үлгілерде сынақтан өтті. Зерттеу журналы Модельдердің негізгі көрсеткіштері Ұзындығы, см Уақыты, с Жылдамдығы, м/с Модель 180 0,56 3,21 Көбік планер 180 0,94 1,91 Көбік резеңке мотор 180 0,59 3,05 Қағаз планер 180 0,63 2,0905б «Румлидер» G.0805б. Бер мотор сипаттамалары менің үлгілерім моделі + Резеңке қозғалтқыш Пропеллердің болуы, қанаттардың пішіні, қанат өлшемдері, тұрақтандырғыштағы қабырғалар, барлық бөліктердің алынуы Шағын өлшемдер - аз тарту Бұрандалы «Құлақтар» (ұшудағы тұрақтылық) Тұрақты Резеңке қозғалтқыштың салмағы Бұрандалы қарсылық сырғанауда Күштілігі, жеңілдігі, әуе винтінің болуы - Планер «Колибри» Көбік резеңке қозғалтқышы Планер пенопласт Электроплан - Салмағы - ауыр салмақ, тұрақтандырғышта қабырғалар жоқ, бөлшектерді алу мүмкін емес Сынғыштық, резеңке қозғалтқыштың салмағы, аралық діңгек (сүйрету) ) Салмағы – үлкен салмақ Резеңке қозғалтқыштың айналу моментінің мəнінің жіп ұзындығының ұзындығы мен қимасына, см жіптің қимасына, см² моментіне, кг/см 30 0,24* 0,100 40 0,40 0,215 45 0,56 0,36 50 0,64 0,433 55 0 ,80* 0,800 Үлгі қанат көтергіш Модель үлгілі қанат көтергіш Резеңке қозғалтқыш 0,21 Н Колибри планер 0,48 Н Көбік планер 0,21 Н Көбік резеңке қозғалтқыш. 0,07 Н ТӘЖІРИБЕ НӘТИЖЕЛЕРІ 1. Әр сыныптың өзінің күшті моделі бар; 2. Модельдердің әртүрлі кластарын бір-бірімен салыстыру мүмкін емес. 3. Салыстыруға болады: резеңке қозғалтқыштың салмағы бірдей резеңке қозғалтқыштар; қозғалтқыштың сыйымдылығы бірдей сымдар; өлшемдері бірдей планерлер. Жұмыстан қорытындылар: Сонымен, ұшу теориясы, көтерілу принциптері мен себептері туралы материалды зерттей келе, мен ұшақтың ұшуы үшін келесі шарттар қажет деген қорытындыға келдім: Қанатты дұрыс теңестіру; Жеткілікті пропеллер тарту күші; Әуе кемесінің ауырлық орталығының дұрыс орналасуы; Зерттеу процесінде ұшақтың ұшуы үшін белгілі бір шарттар қажет деген болжам дұрыс болып шықты. Библиография 1. 2. 3. 4. 5. 6. Ермаков А.М. Ең қарапайым ұшақ үлгілері. Мәскеу, Білім, 1984 ж. Гаевский О.К. Авиациялық модельдеу. Мәскеу, Ағарту, 1964 ж. Дүз П.Д. КСРО-дағы аэронавтика мен авиацияның тарихы. Мәскеу, Ағарту, 1960 ж. Веб-сайттар Аношченко Н.Д. Аэронавттар. Мәскеу, Білім, 2004. Балалар энциклопедиясы. Техника. Мәскеу, Аванта +, 2007 ж