Полная аэродинамическая сила

Силовое воздействие воздушного потока на крыло проявляется не только в виде давления, но также в виде трения воздуха в пограничном слое. От общего воздействия разности давлений воздуха под и над крылом, перед крылом и за ним, а также трения в пограничном слое образуется равнодействующая этих сил- полная аэродинамическая сила крыла

Разложение силы R на составляющие.При аэродинамических исследованиях удобнее пользоваться не силой R, а её составляющими по осям координат x_ay_az_a. Ось x_a направлена в сторону движения набегающего потока, а оси y_a и z_a - перпендикулярно скорости потока.

Составляющая полной аэродинамической силы, действующая перпендикулярно скорости набегающего потока, направленная вдоль оси y_a, называется подъёмной силой крыла Y (Рис.3.14).

Составляющая полной аэродинамической силы, действующая вдоль оси x_a, и совпадающая с направлением набегающего потока, называется силой лобового сопротивления X (Рис.3.14).

Направление этих сил не зависит от положения крыла в потоке. Это позволяет измерять их на аэродинамических весах при продувках модели в аэродинамической трубе.

Рис. 3.14 Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения

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

Силы Y и X рассчитываются по формулам, аналогичным формуле определения силы R:

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 рис.3.14 следует, что аэродинамические силы R, У и X связаны между собой следующим соотношением :

R² = У² + Х².

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

С_R² =Cy²+Cx².

Поэтому аэродинамическими характеристиками тела 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. рис.3.14.

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 несимметричного профиля сопровождается перемещением центра давления к ребру атаки.

Центр давления симметричных профилей практически не перемещается.

У S-образных профилей центр давления перемещается назад, к ребру обтекания. Вследствие этого S-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.