Физический смысл создания подъёмной силы на крыле.

А - прямоточная

Б – циркуляционная

Рис.1 Аэродинамические трубы. 1 - Сужающееся сопло.

2 - решётки; 3 - рабочая камера; 4 – испытываемая модель;

5 – диффузор; 6 – вентилятор; 7 - эл. двигатель.

Наглядным примером является полёт воздушного змея. Ветер дует, а человек удерживает нить, соединённую со змеем, и стоит на месте в результате змей парит в воздухе.

Или наоборрт, в безветренную погоду человек бежит и тащит за нить змея, который удерживается в воздухе.

Нить указывает направление возникающей при этом полной а/д силы, а натяжение нити, величину этой силы. Плоская конструкция змея устанавливается под некоторым углом к набегающему потоку и за счёт этого отбрасывается поток воздуха вниз, а змей стремится улететь вверх, т. е. по направлению нити.

У R

Х

Рис. 2 Силы действующие на змея.

R - полная а/д сила; У - а/д подъёмная сила; X - сила лобового сопротивления; N - сила натяжения нити; α- угол атаки змея; G_B - масса отброшенного потока воздуха.

Также создаёт а/д силу крыло самолёта движущегося в воздухе.

Рис.3. Профиль крыла

X_цд - точка центра давления; X _f - точка а/д фокуса; Х_цт - точка центра тяжести

с-та; b - хорда крыла - отрезок прямой соединяющий крайние точки профиля

крыла; b_{сах -} хорда условного крыла.

- центр давления это точка приложения подъёмной силы;

- центр тяжести это точка приложения силы веса самолёта (крыла);

- f - а/д фокус - это точка, относительно которой создаётся момент полной а/д силы;

Положение фокуса не зависит от угла атаки.

САХ - средняя а/д хорда - это хорда условного крыла, которое имеет такие же моментные характеристики как и исходное крыло.

Физический смысл создания подъёмной силы на крыле.

ℓв Vв Pв     ℓн Vн Pн

ℓв - длина пути над крылом ℓн – длина пути под крылом Vв -скорость потока над крылом Vн -скорость потока под крылом Pв –давлениенад крылом Pн- давление под крылом

Рис. 4. Картина обтекания.

В результате обтекания профиля крыла воздушным потоком появляются соотношения параметров:

ℓ_в > ℓ_н значит V_в > V_н , по закону Бернули, где скорость больше , там давление меньше, значит: р_н> p_в,. тогда Р_н-Р_в= ∆Р → У.

При обтекании крыла потоком относительная скорость потока над крылом больше скорости под крылом, т. к. поток за одно и то же время проходит больший путь над крылом, чем под крылом.

Согласно закону Бернули Д. при увеличении скорости потока давление в нём уменьшается, а при уменьшении скорости - увеличивается.

Следовательно давление в потоке над крылом меньше давления под крылом. Разность этих давлений создаёт а/д силу крыла направленную вверх.

Что такое угол атаки α крыла? Угол атаки - это угол, заключённый между хордой и направлением вектора скорости набегающего потока.

α > 0 α < 0

при наборе высоты

в горизонтальном полете α = 0при снижении

Рис.5. Понятие об угле атаки

При определённой величине угла атаки α_кр возникает срыв потока на верхней поверхности крыла, это приводит к резкому увеличению давления, а значит, к падению подьемной силы.

Рис 6.К понятию α _кр