Несимметричное обтекание. Угол атаки. Разложение силы сопротивления на подъемную силу и силу лобового сопротивления. Возникновение подъемной силы крыла

Мы уже говорили раньше, что сопротивление воздуха зависит не только от формы тела, но и от положения тела относительно направления потока. Было указано также, что эта зависимость особенно велика у тел пластинчатых и крылообразных. Для того чтобы выяснить эту зависимость. рассмотрим сначала обтекание воздухом плоской прямоугольной пластины при разных положениях ее относительно направления потока (или, что одно и то же, относительно направления движения).

Положение тела относительно направления потока определяется так называемым углом атаки (обозначается буквой α). У плоек й пластины углом атаки называют угол между направлением потока и плоскостью пластины (рис 90).

Рис. 90. Угол атаки у плоской пластины

На рис. 91 и 92 даны сравнительные схемы обтекания пластины при углах атаки α = 90°, α = 0° и при некотором остром угле α, равном примерно 20^о. Мы знаем, что при положении пластины под углом α = 90° пластина будет испытывать лобовое сопротивление; причина этого в том, что поток обтекает пластину симметрично. При α = 0° поток обтекает пластину тоже симметрично и, следовательно, сопротивление будет тоже лобовым. При остром же угле а поток обтекает пластину, как видим, несимметрично. Как же это отразится на силе сопротивления?

Рис. 91. При углах атаки в 90° и 0° пластина испытывает лишь лобовое сопротивление (симметричное обтекание)

Рассматривая эту схему (рис. 92), мы видим, что перед пластиной здесь тоже происходит расширение потока, т. е. уменьшение скорости и. следовательно, повышение давления. Но наибольшее повышение давления здесь имеет место уже не против центра пластины (как при симметричном обтекании), а ближе к ее переднему ребру — ребру атаки.

Рис. 92. Сила сопротивления при несимметричном обтекании

За пластиной давление пониженное, причем наибольшее понижение» давления имеет место уже не против центра пластины, а ближе к ребру атаки (об этом позволяет судить несимметричность вихреобразования). Мы видим еще, что поток, обтекая пластину, отклоняется от своего первоначального направления — происходит, как говорят, скос потока.

Сила сопротивления возникает в результате разности давлений перед и за пластиной. Давление воздуха (статическое), как нам известно, всегда направлено перпендикулярно поверхности, с которой воздух соприкасается; поэтому следовало бы ожидать, что сила R будет перпендикулярна поверхности пластины. В действительности же, как показывает опыт, направление силы R несколько отклоняется от перпендикуляра в сторону, обратную движению (по потоку). Точка приложения силы R находится не в центре пластины, а ближе к ребру атаки (там, где разность давлений наибольшая).

При изменении величины угла атаки α картина обтекания будет нисколько меняться, а вследствие этого будут меняться величина силы R, ее направление и точка ее приложения. Следовательно, угол атаки имеет весьма большое значение.

Разложим силу R по правилу параллелограмма на две силы: по потоку и перпендикулярно, потоку (рис. 93). Сила, направленная по потоку (прямо против движения), будет, очевидно, тормозить движение; эту силу, как и в случае симметричного обтекания, называют силой лобового сопротивления, или просто лобовым сопротивлением (обозначают тоже буквой Q).

Рис. 93. Разложение силы сопротивления на подъемную силу и силу лобового сопротивления

Силу же, направленную перпендикулярно потоку, называют, вообще говоря, подъемной силой (обозначают буквой Р). Это название не следует понимать в том смысле, что сила Р будет обязательно поднимать пластину вверх; в зависимости от направления потока и положения пластины относительно горизонта сила Р будет поднимать пластину или относить ее в сторону или вниз (рис. 94).

Рис. 94. Подъемная сила всегда перпендикулярна направлению потока (направлению движения)

Уже с давних времен было известно это свойство плоской пластины создавать подъемную или боковую силу, если на пластину набегает под некоторым углом воздух или вода. Примерами тому служат воздушный змей и руль корабля, изобретение которых теряется в веках.

Крылья первых летательных машин также делались в виде плоских поверхностей, наклоненных под некоторым углом к направлению движения. Позже было обнаружено, что вогнутая поверхность дает значительно большую подъемную силу, чем плоская. Наконец, с развитием летания было найдено, что крылу выгодно придавать обтекаемую форму (в поперечном сечении), соответственным образом изогнутую, причем было установлено, что крыло может быть довольно толстым (что позволяет делать его прочным), и были выработаны аэродинамически наивыгоднейшие формы крыльев.

Возникновение подъемной силы крыла вызывается,-разумеется, тоже несимметричностью обтекания. В этом мы убедимся ниже.

Крыло (самолета, планера) в большинстве случаев имеет в поперечном сечении несимметричную обтекаемую форму (рис. 95, I) и значительно реже — симметричную (рис. 95, II). Поперечное сечение крыла называется его профилем (рис. 96); линия ab — линией хорды, или просто хордой крыла.

Рис. 95. Крыло несимметричной формы (I) и симметричной (II)

Рис. 96. Профили крыла (несимметричный и симметричный)

Углом атаки крыла считают угол между хордой и направлением потока (рис. 97). Угол атаки может быть положительным (рис. 97, I), нулевым (рис. 97, II) и отрицательным (рис. 97, III).

Рис. 97. Угол атаки может быть положительным (I), нулевым (II) и отрицательным (III)

Выясним теперь причину возникновения подъемной силы крыла. На рис. 98 дана схема обтекания потоком крыла при небольшом положительном угле атаки. Мы видим, что над крылом (в особенности над его передней, наиболее выпуклой частью) линии тока сжаты; это говорит нам о том, что скорость струй воздуха, обтекающих верхнюю поверхность крыла, больше, чем скорость потока вдали от крыла.

Рис. 98. Схема обтекания потоком крыла

Наоборот, скорость струй, обтекающих нижнюю поверхность крыла, меньше, чем скорость потока вдали открыла.

Таким образом, скорость воздуха над крылом значительно больше скорости под крылом (рис. 99). Объясняется это тем, что частицам воздуха, обтекающим верхнюю поверхность крыла, приходится пробегать за одно и то же время более длинный путь, чем частицам, обтекающим нижнюю поверхность (скорость которых к тому же несколько тормозится крылом). По за кону Бернулли, чем больше скорость, тем меньше давление.

Рис. 99. Скорость воздуха над крылом больше, чем под крылом

Следовательно, над крылом имеет место понижение давления (разрежение), а под крылом — повышение давления (рис. 100). В результате разности давлений под и над крылом и возникает подъемная сила Р, перпендикулярная направлению потока.

Рис. 100. Возникновение подъемной силы крыла

Но, развивая подъемную силу, крыло в то же время испытывает и некоторое лобовое сопротивление Q (рис. 101), вызываемое отчасти теми же причинами что и при симметричном обтекании, и, кроме того, — скосом потока в области крыла (этот вопрос будет разобран дальше).

Рис. 101. Подъемная сила и лобовое сопротивление крыла и их равнодействующая — полная аэродинамическая сила

На рис. 101 видно, что подъемная сила Р и сила лобового сопротивления Q являются составляющими силы R, которую и называют поэтому полной силой сопротивления, или полной аэродинамической силой.

Точкой приложения аэродинамической силы считают точку пересечения силы R с хордой крыла. Эта точка называется центром давления крыла (обозначается ц. д.). Центр давления - непостоянная точка; местоположение ее на хорде меняется с изменением угла атаки.

От угла атаки зависят также величина и направление полной аэродинамической силы R, а тем самым и величина ее составляющих: подъемной силы Р и лобового сопротивления Q (объясняется это, конечно, тем, что при изменении величины угла атаки будет изменяться обтекание потоком крыла). Указанную зависимость, так же как и значение формы профиля крыла, мы выясним после, а теперь посмотрим, как определяют аэродинамические силы, возникающие у крыла.