R - полная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; X- сила лобового сопротивления; a- угол атаки;q- угол качества

Силы YиXрассчитываются по формулам, аналогичным формуле определения силыR:

R= C_R ; У = Cy · q · S; X = Cx · q · S.

где: C_R- коэффициент полной аэродинамической силы;

Cy- коэффициент подъемной силы;

С_Х – коэффициент лобового сопротивления;

q– скоростной напор .

Коэффициенты C_R , С_У и С_Х- это безразмерные величины. Они определяются опытным путем при помощи продувки модели крыла в аэродинамической трубе и зависят от угла атаки и формы тела.

Из Рисунок3.14 следует, что аэродинамические силы R, У иXсвязаны между собой следующим соотношением :

R² = У² + Х².

После подстановки в данное уравнение выражений для R, У и Хможно убедиться в том, что в таком же соотношении будут находиться между собой коэффициенты этих сил:

С_R² =Cy²+Cx².

Поэтому аэродинамическими характеристикамитела принято считать не силы, а коэффициенты этих сил, т.к. по величине аэродинамических коэффициентов можно судить о величине аэродинамических сил крыла и летательного аппарата.

Центр давления. Центром давления крыла называется точка приложения вектора полной аэродинамической силы. Условно центр давления считают расположенным в точке пересечения вектора с хордой профиля крыла, см. Рисунок3.14.

При изменении угла атаки крыла изменяется распределение давления по профилю крыла, поэтому центр давления перемещается по хорде. Закон перемещения центра давления зависит от формы профиля крыла.

Увеличение угла атаки несимметричногопрофиля сопровождается перемещением центра давленияк ребруатаки.

Центр давления симметричныхпрофилей практическине перемещается.

У S-образныхпрофилей центр давления перемещается назад, кребру обтекания.Вследствие этогоS-образные профили самоустойчивы и применяются для бесхвостых самолетов и самолетов типа “летающее крыло”.

Закон перемещения центра давления по хорде является очень важной характеристикой, влияющей на устойчивость и управляемость самолета.

Подъемная сила крыла

Подъемную силу _aможно рассматривать как реакцию воздуха, возникающую при поступательном движении крыла. Поэтому она всегда перпендикулярна направлению вектора скорости невозмущенного набегающего потока (см. Рисунок3.14-1).

а)

б) в)

Рисунок3.14-1 Подъемная сила крыла

Подъемная сила может быть положительной, если она направлена в сторону положительного направления вертикальной оси (Рисунок3.14-1,б), и отрицательной, если она направлена в противоположную сторону (Рисунок3.14-1,в). Это возможно на отрицательном угле атаки, например, в перевернутом полете .

Причиной возникновения подъемной силы является разность давления воздуха на верхней и нижней поверхностях крыла (Рисунок3.14-1,а).

Симметричные профили при нулевом угле атаки не создают подъемной силы. У несимметричных профилей подъемная сила может быть равна нулю только при некотором отрицательном угле атаки .

Выше была приведена формула подъемной силы : .

Формула показывает, что подъемная сила зависит:

-от коэффициента подъемной силы C_Y,

-плотности воздухаρ,

-скорости полета,

-площади крыла.

Для более точного расчета подъемной силы крыла используется “вихревая теория” крыла. Такая теория была разработана Н.Е. Жуковским в 1906 г. Она дает возможность найти теоретическим путем наиболее выгодные формы профиля и крыла в плане.

Как видно из формулы подъемной силы, при неизменных и S подъемная сила пропорциональна квадрату скорости потока. Если при этих же условиях скорость потока будет постоянной, то подъемная сила крыла зависит только от угла атаки и соответствующей ему величины коэффициента .

При изменении угла атаки α будет изменятся только коэффициент подъемной силы .

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость коэффициента подъемной силы C_Y от угла атаки изображается графиком функции =ƒ(α) (Рисунок3.15).

Перед построением графика проводится продувка модели крыла в аэродинамической трубе. Для этого крыло закрепляется в аэродинамической трубе на аэродинамических весах и устанавливается постоянная скорость потока в рабочей части трубы (см.Рисунок2.8).

Рисунок 3.15. Зависимость коэффициента от угла атаки

Затем коэффициенты C_Y на соответствующих углах атаки рассчитываются по формуле:C_Y= ,

где Y-подъемная сила модели крыла;

q-скоростной напор потока в аэродинамической трубе;

S-площадь крыла модели.

Анализ графика показывает:

-На малых углах атаки сохраняется безотрывное обтекание крыла, поэтому зависимость =ƒ(α) прямолинейная, имеет постоянный угол наклона . Это означает, что коэффициент C_Y увеличивается пропорционально увеличению угла атаки α.

-На больших углах атаки усиливается диффузорный эффектна верхней поверхности крыла. Происходит торможение потока, давление понижается медленнее, начинается более резкое повышение давления вдоль профиля крыла. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла (см.Рисунок2.4).

Срыв потока начинается на верхней поверхности крыла – сначала местный, а затем общий. Линейная зависимость =ƒ(α) нарушается, коэффициент увеличивается медленнее, и после достижения максимума (_max) начинает уменьшаться.

Угол атаки, при котором коэффициент имеет максимальное значение, называется критическим углом атаки α_кр.

Критический угол атаки α_кркрыльев современных самолетов составляет от 15 до 20°.

С помощью графической зависимости =ƒ(α)можно также оценить влияние кривизны профиля.

Для несимметричных профилей график 1смещен влево по отношению к графику2для симметричного профиля. Это означает, что для любого угла атаки коэффициент для несимметричного профиля больше, чем для симметричного (см. Рисунок 3.15).

Угол атаки, при котором =0, т.е. подъемная сила не создается, называется углом атаки нулевой подъемной силы α₀.

Для симметричных профилей угол α₀ =0. Кривая =ƒ(α) проходит через начало координат. Для несимметричных профилей нулевая подъемная сила будет при отрицательном угле атаки, т.е. уголα₀ < 0.

Лобовое сопротивление крыла

Сила лобового сопротивления независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла. Лобовое сопротивление крыла является суммой сил сопротивления, вызываемых различными причинами.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха, когда влияние его концов исключено. В этом случае аэродинамические характеристики крыла являются характеристиками его профиля.

Профильное сопротивление крыла. Сопротивление крыла так называемого «бесконечного размаха» называется профильным сопротивлением .Профильное сопротивление вызвано совокупным действием сил давления по поверхности крыла исил трении яв пограничном слое.

Если бы трение отсутствовало, происходило бы так называемое теоретическое обтекание, при котором поток плавно бы расширялся к хвостовой части и восстанавливал давление, действующее на носовую часть. Крыло не испытывало бы разности давлений, а значит, и сопротивления (Рисунок 3.15-1,а).

Из-за наличия вязкости воздуха абсолютно плавного обтекания не может быть даже у хорошо обтекаемых тел, с самой гладкой поверхностью.

П
ри расширении струек, обтекающих хвостовую часть профиля крыла, происходят местные отрывы пограничного слоя. В результате этого давление в хвостовой части полностью не восстанавливается, там образуется спутная струя и зона разрежения. Профиль испытывает действие не только сил трения, но и разности давления перед телом и за ним (см. Рисунок3.15-1,б).

Таким образом, профильное сопротивление складывается из сопротивления трения и давления:

_.

Сопротивление давления – это сила разности давлений перед и за крылом.

На Рисунок 3.16 показано влияние формы профиля, его относительной толщины и кривизны на профильное сопротивление.

Рисунок 3.16 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля

Из графика видно, что чем больше относительная толщина профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом. Увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления, так как обтекание сопровождается образованием вихрей в спутной струе. Сопротивление давления тел вращения рассмотрено на Рисунок 3.9.

На углах атаки, близких к критическому, размеры завихренной спутной струи резко увеличиваются, сопротивление давления значительно возрастает.

Для крыла и других хорошо обтекаемых тел сопротивление давления при малых скоростях полета составляет незначительную долю всего сопротивления.

У тел с плохообтекаемой хвостовой частью, имеющих вихревой спектр, сопротивление давления может составлять основную часть всего сопротивления. К таким телам относится, как было показано выше, плоская пластина, поставленная перпендикулярно потоку (см. Рисунок 3.9).

Если к пластинке приставить обтекатель и конус, то характер обтекания значительно улучшится, сопротивление станет меньше (Рисунок3.16-1).

Рисунок3.16-1 Сопротивление давления тела вращения