Как уже было сказано в первой главе, дипломной пояснительной записке, противообледенительная обработка необходима для полета ВС в зоне возможного обледенения. В частности осадки, образовавшиеся на ВС снижают критический угол атаки.

Действие ПОЖ разрушают ЛКП, из за чего крыльевая поверхность становится шероховатой, тем самым сильнее возмущая воздушную среду вызывая завихрение воздушных масс за собой.

Это в свою очередь приводит к изменению аэродинамического силы R.

Аэродинамическая сила состоит из двух составляющих подъемной силы крыла и силы лобового сопротивления (см. рис.3). Точка приложения силы R зависит от характера распределения давления по поверхности профиля. При изменении угла атаки, распределение давления тоже будет изменяться. Вместе с ним будет меняться и векторная сумма всех сил по абсолютной величине, направлению и точке приложения (центру давления).

Рис.2. Разложение аэродинамической силы на составляющие

Подъемную силу крыла высчитывается по формуле:

(1)

Из формул видно, что характеристики поверхности заложены в коэффициенты Сх и Су, а от них очень сильно зависит угол атаки. Угол атаки б - это угол между хордой профиля крыла и невозмущенными линиями воздушного течения.

Лобовое сопротивление - сила, с которой газ (например, воздух) действует на движущееся в нём тело; эта сила направлена всегда в сторону, противоположную скорости, и является одной из составляющих аэродинамической силы.

Силу лобового сопротивления высчитывается по формуле:

(2)

Где с - плотность невозмущённой среды,

V - скорость движения тела относительно этой среды,

S - характерная площадь тела.

Cx - коэффициент лобового сопротивления тела заданной формы при известной ориентации его относительно потока зависит от безразмерных величин: М-числа, Рейнольдса числа и др. Численные значения C_x обычно определяют экспериментально, измеряя аэродинамическое сопротивление с моделей в аэродинамических трубах и других установках, используемых при аэродинамическом эксперименте.

Рис.3. Образование завихрений над поверхностью крыла

Кроме формулы (2) лобовое сопротивление можно выразить формулой (3). Где видно, что лобовое сопротивление складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:

Х=Хпр+Хинд+Хв (3)

X_{В -} волновое сопротивление;

Хпр - профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:

Хпр=Хд+Хтр (4)

Хд - Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны (см. рис.4).

Рис.4. График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля

Чем больше относительная толщина профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом, на его задней кромке. В результате увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления. Обтекание воздушным потоком крыльев самолетов в рабочем диапазоне углов атаки (линейный участок характеристики Cy=f (б)) происходит без отрыва пограничного слоя со всей поверхности профиля крыла, в результате этого сопротивление давления возникает из-за разности давлений передней части крыла и задней. Величина сопротивления давления невелика. Возникновение сопротивления давления сопровождается образованием слабых вихрей в спутной струе, образующейся из пограничного слоя.

При обтекании профиля крыла воздушным потоком на углах атаки, близких к критическому, сопротивление давления значительно возрастает. При этом размеры завихренной спутной струи и самих вихрей резко увеличиваются.

Сопротивление трения возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое обтекающего профиля крыла. Величина сил трения зависит от структуры пограничного слоя и состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости). В ламинарном пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Следовательно, чем большую часть поверхности крыла обтекает ламинарный пограничный слой воздушного потока, тем меньше сопротивление трения.

На величину сопротивления трения влияют: скорость самолета; шероховатость поверхности; форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.

Для уменьшения сопротивления трения при подготовке самолетов к полету необходимо сохранять гладкость поверхности крыла и частей самолета, особенно носка крыла. Изменение углов атаки на величину сопротивления трения практически не влияет.

Соотношение между сопротивлением трения и сопротивлением давления в большой степени зависит от толщины профиля (см. Рис.4). На рисунке видно, что с ростом относительной толщины профиля увеличивается доля, приходящаяся на сопротивление давления.

Из рис.5. видно, что влияние шероховатостей на обшивке крыла от многократного применения ПОЖ незначительно в сравнении с образованием измороси и обледенения.

Рис.5. Ухудшение аэродинамических характеристик ВС на взлете: 1-чистое крыло; 2 - крыло после многочисленных обработок ПОЖ; 3 - 82% поверхности покрыто изморосью толщиной 0,1 мм; 4 - 82% поверхности покрыто изморосью толщиной 0,5 мм; 5 - 95% поверхности покрыто изморосью толщиной 0,5 мм; 6 - 100% поверхности покрыто изморосью толщиной 0,5 мм;

Выводы и рекомендации