Распределение давления по профилю крыла

Аэродинамические силы — это силы давления
и трения. Полная аэродинамическая сила крыла представляет собой равнодействующую системы элементарных сил давления и трения.

При изменении условий обтекания силы давления изменяются в значительно большей степени, чем силы трения. Поэтому при изучении аэродинамических характеристик крыла прежде всего нужно понять, как распределяется давление по его поверхности в том или ином случае. Распределение давления по профилю необходимо знать при расчете крыла на прочность.

Распределение давления по крылу обусловлено деформациями воздушных струек: там, где струйки сузились, скорость возрастает и давление падает, там, где струйки расширились, воздух тормозится и давление повышается.

Для получения картины распределения давления по крылу в аэродинамической трубе продувают дренированную модель. На поверхности дренированного крыла располагается ряд приемных отверстий диаметром 1.5 ... 2 мм. От этих отверстий внутри модели проложены трубки, идущие к манометрам, измеряющим
избыточное давление ∆Р в каждой дренажной точке. Избыточное давление

,

где Р — местное давление в данной точке профиля,

— статическое давление в набегающем потоке.

На практике обычно пользуются безразмерным коэффициентом давления .

Коэффициентом давления называют отношение избыточного давления к скоростному напору невозмущенного потока:

;

Распределение давления по профилю обычно изображают графически в виде векторной диаграммы или координатной эпюры .

Для построения векторной диаграммы вычерчивается профиль крыла, размечаются на нем точки, в которых измерялось избыточное давление и от этих точек по нормали к поверхности профиля откладываются в масштабе величины избыточного давления ∆Р в виде векторов, перпендикулярных контуру профиля. Повышенное давление ∆Р изображают стрелкой, направленной к профилю, пониженное — от профиля. Внешние концы векторов соединяют плавной кривой.

Рис. 2.32. Векторная диаграмма распределения давления по профилю

Векторная диаграмма весьма наглядна, но для ее построения нужно много времени. Поэтому на практике удобнее пользоваться координатными эпюрами . Она представляет собой график зависимости коэффициента давления от относительной координаты точек профиля

Принято отрицательные значения откладывать вверх, а положительные вниз.

В этом случае кривая для верхней поверхности профиля проходит выше аналогично кривой для нижней поверхности, чем достигается наглядность графика.

Рис. 2.33.Координатные и векторные эпюры распределения давления:

а и б – при α=0, в и г — при α>0

Распределение давления зависит от формы профиля и угла атаки.

Общие закономерности построения эпюр распределения давления

1. Максимальная положительная величина коэффициента давления = +1 и соответствует точке полного торможения, в которой V= 0 и величина избыточного давления равна скоростному напору.

2. Минимальный коэффициент давления находится в месте минимального сечения струйки и
может достигать значения = -5 ... -6.

3. Около хвостика профиля струйки приобретают примерно исходную толщину, скорость становится близкой к скорости невозмущенного потока и = 0 .

Пользуясь эпюрами распределения давления, можно определить аэродинамические силы и моменты, приложенные к крылу, а также центр давления на хорде. ( Практическая работа подобного содержания будет выполняться после изучения раздела «Крыло
в потоке несжимаемого газа»).

Центром давления называется точка пересечения полной аэродинамической силы с хордой крыла. Положение ц. д. принято характеризовать относительной координатой

,

где x_цд — расстояние от носка профиля до центра давления.

Положение ц. д. зависит от формы профиля и угла атаки.

При изменении угла атаки крыла меняются распределение давления по профилю, величина и направление полной аэродинамической силы и перемещается центр давления.

Рис. 2.34.Зависимость положения ц.д. от формы профиля и угла атаки

α

Центр давления симметричных профилей при изменении угла атаки практически не перемещается, т.е. x_цд=const.

У несимметричных про-филей увеличение угла атаки смещает центр
давления к носку профиля, а уменьшение угла атаки приводит к смещению центра давления к хвостику профиля.

У S-образных профилей центр давления перемещается по обратному закону, вследствие чего такие профили самоустойчивы и применяются на крыльях самолетов схем «бесхвостка» и «летающее крыло».

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

Другой характерной точкой на хорде является аэродинамический фокус профиля.

Аэродинамическим фокусом профиля называется точка, относительно которой главный момент сил давления потока не зависит от угла атаки.

Исследования показали, что аэродинамический фокус профиля располагается на ¼ его хорды от носка,

т. е. =0,25.