Аэродинамические характеристики профиля.

Аэродинамическими характеристиками называются графики показывающие зависимость аэродинамических коэффициентов Cy, CX и Cm от угла атаки α. Под аэродинамическими характеристиками профиля понимают аэродинамические характеристики крыла прямоугольной формы в плане, имеющего бесконечно большой размах (λ=∞).

Изучение аэродинамических характеристик профиля является важной задачей, т. к. позволяет судить о влиянии профиля крыла и его важнейших параметров ( и др.) на аэродинамические свойства крыла.

К числу основных аэродинамических коэффициентов профиля относятся: коэффициент подъемной силы С_У, коэффициент силы лобового сопротивления С_Х, коэффициент момента С_т(т_z). .Аэродинамические характеристики профиля зависят от формы профиля , его относительной толщины и угла атаки. Рассмотрим эти зависимости. . Влияние угла атаки и параметров профиля на аэродинамические характеристики.

. На рис.5.1. приведена зависимость коэффициента подъемной силы С_Хα от угла атаки α, на которой видно, что функция С_Уα=f(α) – линейная в некотором диапазоне увеличения углов атаки. Такое изменение коэффициента С_Х объясняется плавным, безотрывным обтеканием профиля, когда увеличение угла атаки α вызывает уменьшение давления на верхней и увеличение давления на нижней стороне профиля, что и приводит к росту коэффициента подъемной силы профиля. При больших углах α линейность функции С_Ур=f(α) нарушается, а

начиная с некоторого α, называемого критическим углом атаки α_кр, коэффициент

подъемной силы, достигнув максимального значения ( С_{Уа тах}), падает при дальнейшем увеличении α. Падение С_Уа на углах атаки больших критического объясняется срывом пограничного слоя с верхней поверхности профиля.

Характерными точками зависимости С_Уа=f(α) являются точка, соответствующая максимальному коэффициенту подъёмной силы С_{Уа тах} , которая соответствует критическому углу атаки α_кр, а также точка, соответствующая С_Уа=0 и приходящаяся на угол, называемый углом нулевой подъемной силы α_о.

Рассмотрим влияние параметров профиля, точнее, его кривизны на коэффициент С_Уа.

Рис.5.1.График зависимости Су от угла атаки.

Для симметричного профиля ( =0) зависимость С_У=f(α) проходит через начало координат /рис.5.1. /, т.е. при α=0 подъемная сила не создается и С_Уа=0 вследствие совершенно одинакового обтекания верхней и нижней поверхности профиля.

У несимметричного профиля ( ) при α=0 за счет его вогнутости создается подъемная сила и . Увеличение вогнутости профиля приводит к уменьшению угла нулевой подъёмной силы α₀ и увеличению С_{У тах} крыла, при этом характер зависимости остается тот же. Следовательно, при одном и том же угле атаки α подъемная сила, создаваемая несимметричным профилем ( ), больше подъемной силы, создаваемой симметричным профилем.

Зависимость коэффициента профильного сопротивления С_Ха от угла атаки представлена на рис. 5.2.

Коэффициент сопротивления профиля при малых углах атаки изменяется незначительно. При больших углах атаки, начиная с критического , коэффициент С_ха быстро возрастает. Объясняется такой характер изменения функции следующим. Сопротивление профиля, складывается из сопротивления трения и сопротивления давления.

Рис.5.2. График зависимости коэффициента профильного сопротивления С_Ха от α.

При малых углах атаки основную долю профильного сопротивления составляет сопротивление трения, которое практически не зависит от изменения угла атаки.

По мере увеличения угла атаки рост С_ха происходит за счет некоторого увеличения сопротивления давления. На углах атаки, близких к критическим углам атаки α_кр и больших его, быстрый рост С_ха объясняется отрывом пограничного слоя на верхней стороне профиля. При этом сопротивление давления составляет основную часть профильного сопротивления.

.Для оценки аэродинамического совершенства профиля вводится понятие о качестве профиля, которое показывает во сколько раз подъемная сила больше силы лобового сопротивления

/ 5.1. /

Зависимость К=f(α) представлена на рис.5.3. Угол атаки, соответствующий максимальному значению качества (K_max), называется наивыгоднейшим углом атаки α_наив, а коэффициент подъемной силы – наивыгоднейшим коэффициентом подъемной силы С_у. Изменение коэффициента момента профиля С_т по углу атаки приведено на рис. 5.3. На графике видно, что характер зависимости такой же, что и зависимости .

Это объясняется тем, что момент, создаваемый аэродинамическими силами относительно носка профиля, возникает, главным образом, под действием подъемной силы, которая на небольших углах атаки равна нормальной силе У₁ т.е. У≈У₁.

Рис. 5.3 График зависимости Cy ,Cm и качества от α.

Понятие о фокусе профиля. Изменение коэффициента момента профиля Cm =ƒ(α) по углу атаки приведено на рис .5.3. Видно, что характер зависимости Cm =ƒ(α) такой же, что и зависимости СУ =ƒ(α) т.е. при увеличении угла атаки увеличивается момент относительно носка профиля .Это объясняется тем, что момент MZ создаваемый аэродинамическими силами относительно носка профиля возникает главным образом под действием подъемной силы У, поэтому при увеличении подъёмной силы увеличивается момент поворачивающий профиль относительно его носка.

Как было рассмотрено ранее, положение центра давления зависит от угла атаки. Центр давления при увеличении угла атаки ,в зависимости от характеристики профиля, может перемещаться по хорде профиля, что усложняет расчеты устойчивости и управляемости самолёта . При исследовании устойчивости самолета удобнее пользоваться не понятием центра давления, а понятием фокуса профиля, положение которого на хорде остается постоянным, независимым от угла атаки α.

Фокусом профиля называется такая точка на хорде, относительно которой момент (или коэффициент момента)аэродинамических сил не зависит от изменения угла атаки (или С_у).

Контрольные вопросы.

1. Что понимается под аэродинамическими характеристиками?

2. Чем характерен критический угол атаки?

3. Каким значениям α соответствует Уmax.?

4. Из каких видов сопротивлений складывается сопротивление профиля?

6. Аэродинамические характеристики крыла.