Основной закон сопротивления воздуха
Рассматривая аэродинамические спектры плоской пластинки и каплевидного тела, можно установить, что
вследствие торможения перед телом скорость потока уменьшается, а давление увеличивается. Степень его увеличения зависит от формы передней части тела. Перед плоской пластинкой давление больше, чем перед каплевидным телом. За телом, вследствие разрежения, давление уменьшается, при этом у плоской пластинки па большую величину по сравнению с каплевидным телом.
Таким образом, перед телом и за ним образуется разность давлений, в результате чего создается аэродинамическая сила, называемая сопротивлением давления. Кроме этого, из-за трения воздуха в пограничном слое возникает аэродинамическая сила, которая называется сопротивлением трения.
При симметричном обтекании тела сопротивление
давления и сопротивление трения направлены в сторону, противоположную движению тела, и вместе составляют силу лобового сопротивления. Опытами установлено, что аэродинамическая сила зависит от скорости потока, массовой плотности воздуха, формы и размеров тела, положения его в потоке и состояния поверхности. При повышении скорости набегающего потока его кинетическая энергия, которая пропорциональна квад-рату скорости, увеличивается. Поэтому при обтекании плоской пластины, направленной перпендикулярно по-току, с увеличением скорости давление в передней час-
ти ее возрастает, так как большая часть кинетической энергии потока при торможении переходит в потенциальную энергию давления. При этом за пластинкой давление еще больше уменьшается, так как из-за увеличения инертности струи увеличивается протяженность области пониженного давления. Таким образом, при повышении скорости потока из-за увеличения разности давления перед телом и за ним пропорционально квадрату скорости возрастает аэродинамическая сила сопротивления.
Ранее было установлено, что плотность воздуха характеризует инертность его: чем больше плотность, тем больше инертность. Для движения тела в более инертном, а следовательно, в более плотном воздухе требуется приложить больше усилий для сдвига частиц воздуха, а это значит, что и воздух будет с большей силой воздействовать на тело. Следовательно, чем выше плотность воздуха, тем больше аэродинамическая сила, действующая на движущееся тело.
В соответствии с законами механики величина аэро-динамической силы пропорциональна площади сечения тела, перпендикулярного к направлению действия данной силы. Для большинства тел таким сечением является наибольшее поперечное сечение, называемое миделем, а для крыла — площадь его в плане.
Форма тела влияет на характер аэродинамического спектра (скорость струек, обтекающих данное тело), а следовательно, и на разность давлений, что определяет величину аэродинамической силы. При изменении положения тела в воздушном потоке изменяется его спектр обтекания, что влечет за собой изменение величины и направления аэродинамических сил.
Тела, имеющие менее шероховатую поверхность, испытывают меньшие силы трения, так как на большей части поверхности их пограничный слой имеет ламинарное течение, в котором сопротивление трения меньше, чем в турбулентном.
Таким образом, если влияние формы и положения
тела в потоке, степень обработки его поверхности учесть
поправочным коэффициентом, который называется аэро
динамическим коэффициентом, то можно сделать вывод,
что аэродинамическая сила прямо пропорциональна сво-
ему коэффициенту, скоростному напору и площади ми-
деля тела (у крыла —его площади),
Если обозначить полную-аэродинамическую силу сопротивления воздуха буквой R, аэродинамический коэффициент ее — скоростной напор — q, а площадь крыла— то формулу сопротивления воздуха можно записать следующим обвазом:
атак как скоростной напор равен
иметь вид:
формула будет
Приведенная формула силы сопротивления воздуха шляется основной, так как по аналогичным ей форму-пай можно определить величину любой аэродинамиче-кой силы, заменив только обозначение силы и ее коэффициента.
Полная аэродинамическая сила и ее составляющая
Поскольку кривизна крыла сверху больше, чем сни-зу, то при встрече его с воздушным потоком согласно закону постоянства секундного расхода воздуха, местная скорость обтекания крыла вверху больше, чем внизу, а у ребра атак она резко уменьшается и в отдельных точках падает до нуля. Согласно закону Бернулли перед крылом и под ним возникает область повышенного давления; над крылом и за ним возникает область пониженного давления. Кроме того, вследствие вязкости воздуха. возникает сила, трения в пограничном слое. Кар-тина распределения давлений по профилю крыла зависит от положения крыла в воздушном потоке, для характеристики которого пользуются понятием «угол атаки».
Углом, атаки крыла (α) называется угол, заключенный между направлением хорды крыла и набегающим потоком воздуха или направлением вектора скорости полета, (рис. 11).
Распределение давления по профилю изображается и виде векторной диаграммы. Для ее построения вычерчивают профиль крыла, размечают на нем точки, в ко-
торых измерялось давление, и от этих точек векторами откладывают величины избыточных давлений. Ноли в данной точке давление пониженное, то стрелку вектора направляют от профиля, если же давление повышенное, то к профилю. Концы векторов соединяют общей линией. На рис. 12 изображена картина распределения давлений по профилю крыла на малых и больших углах атаки. Из нее видно, что наибольшее разрежение получается на верхней поверхности крыла в месте максимального сужения струек. При угле атаки, равном нулю, наибольшее разрежение будет в месте наибольшей толщины профиля. Под крылом также происходит сужение струек, в результате чего и там будет зона разрежения, но меньшая, чем над крылом. Перед носком крыла — область повышенного давления.
При увеличении угла атаки зона разрежения смещается к ребру атаки и значительно увеличивается. Это происходит потому, что место наибольшего сужения струек перемещается к ребру атаки. Под крылом частицы воздуха, встречая нижнюю поверхность крыла, притормаживаются, в результате чего давление повышается.
Каждый вектор избыточного давления, изображенный на диаграмме, представляет собой силу, действующую на единицу поверхности крыла, то есть каждая стрелка обозначает в определенном масштабе величину избыточного давления, или разность между местным давлением и давлением в невозмущенном потоке:
Просуммировав все векторы, можно получить аэродинамическую силу без учета сил трения. Данная сила с учетом силы трения воздуха в пограничном слое составит полную аэродинамическую силу крыла. Таким образом, полная аэродинамическая сила (R) возникает ко причине разности давлений перед крылом и за ним, под крылом и над ним, а также в результате трения воздуха в пограничном слое.
Точка приложения полной аэродинамической силы находится на хорде крыла и называется центром давления (ЦД). Поскольку полная аэродинамическая сила действует в сторону меньшего давления, то она будет направлена вверх и отклонена назад.
В соответствии с основным законом сопротивления
Рис. 13. Разложение полной аэродинамической силы крыла на составляющие
воздуха полная аэродинамическая сила выражается формулой:
Полную аэродинамическую силу принято рассматривать как геометрическую сумму двух составляющих: одна из них, У, перпендикулярная невозмущенному потоку, называется подъемной силой, а другая, Q, направленная противоположно движению крыла, называется силой лобового сопротивления.
Каждую из этих сил можно рассматривать как алгебраическую сумму двух слагаемых: силы давления и силы трения. Для подъемной силы практически можно пренебречь вторым слагаемым и считать, что она является только силой давления. Сопротивление же нужно рассматривать как сумму сопротивления давления и сопротивления трения (рис. 13).
Угол, заключенный между векторами подъемной силы и полной аэродинамической силы, называется углом Качества (Θк).
Подъемная сила крыла
Подъемная сила (У) создается за счет разности средних давлений снизу и сверху крыла.
При обтекании несимметричного профиля скорость потока над крылом больше, чем под крылом, вследствие большей кривизны верхней поверхности крыла и, в соответствии с законом Бернулли, давление сверху оказывается меньше, чем снизу.
Если профиль крыла симметричный и угол атаки равен нулю, то обтекание является симметричным, давление над крылом и под ним одинаковое и подъемной силы не возникает (рис. 14). Крыло симметричного профиля создает подъемную силу только при отличном от нуля угле атаки.
После некоторых преобразований формула подъем ной силы будет иметь вид: |
Отсюда следует, что величина подъемной силы равна произведению разности избыточных давлений под крылом (Ризб.нижн) и над ним (Ризб. верхн) на площадь крыла:
СY—коэффициент подъемной силы, который определяется опытным путем при продувке крыла в аэродинамической трубе. Величина его зависит: 1 — от формы крыла, которая принимает главное участие в создании подъемной силы; 2 — от угла атаки (ориентировка крыла относительно потока); 3 — от степени обработки крыла (отсутствие шероховатостей, целостность материала и пр.).
Если по данным продувки крыла несимметричного профиля в аэродинамической трубе на различных углах атаки построить график, то он будет выглядеть следующим образом (рис. 15).
Из него видно, что:
1. При некотором отрицательном значении угла атаки коэффициент подъемной силы равен нулю. Это угол аыки нулевой подъемной силы и обозначается он α0.
2. С увеличением угла атаки до некоторого значения
Рис. 14. Обтекание крыла дозвуковым потоком: а — спектр обтекания (пограничный слой не показан); б — распределение давления (картина давления)
Рис. 15. График зависи
мости коэффициента
подъемной силы и коэф
фициента лобового со
противления от угла
атаки.
Рис, 16. Срыв потока на закритических углах атаки: в точке А давление больше, чем в точке Б, а в точке В давление больше, чем в точках А и Б
коэффициент подъемной силы возрастает пропорционально (по прямой линии), после некоторого значения угла атаки прирост коэффициента подъемной силы уменьшается, что объясняется образованием завихрений на верхней поверхности.
3. При определенном значении угла атаки коэффициент подъемной силы достигает максимального значения. Этот угол называется критическим и обозначается αкр. Затем при дальнейшем увеличении угла атаки коэффициент подъемной силы уменьшается, что происходит из-за интенсивного срыва потока с крыла, вызванного движением пограничного слоя против движения основного потока (рис. 16).
Диапазон эксплуатационных углов атаки составляют углы от α0 до αкр. На углах атаки, близких к критическим, крыло не обладает достаточной устойчивостью и плохо управляется.
Дата добавления: 2017-01-26; просмотров: 7066;