Индуктивное сопротивление
Индуктивным сопротивлением крыла называется
прирост лобового сопротивления давления, связанный с созданием подъемной силы. При дозвуковых скоростях полета образование индуктивного сопротивления объясняется скосом потока, сопутствующим созданию подъемной силы.Если крыло под действием потока создает подъемную силу, направленную вверх, то с такой же силой оно действует на воздух. Под воздействием крыла воздух отбрасывается вниз, то есть приобретает некоторую вертикальную скорость VY, пропорциональную силе и обратно пропорциональную массе воздуха, взаимодействующей с крылом в единицу времени. Иными словами, под крылом и над крылом возникает разность давлений, при наличии которой массы воздуха перетекают через консоли из области повышенного давления в область пониженного давления — на крыло, в результате чего образуются концевые вихри (рис. 17). Эти вихри, будучи направлены снизу вверх, вызывают в области крыла опускание, всего потока вниз, что приводит к скосу потока.
Когда произойдет скос потока под крылом, подъемная сила крыла отклонится и будет действовать в направлении, перпендикулярном истинному направлению потока, как показано на рис. 18.
Разложив истинную подъемную силу на два направления— перпендикулярно невозмущенному потоку (Y1) в направлении воздушного потока (Y2), убеждаемся в том, что горизонтальная проекция истинной подъемной силы совпадает с направлением действия силы сопротивления и увеличивает ее.
Горизонтальная проекция истинной подъемной силы (Y2) представляет собой индуктивное сопротивление (Qi), которое возникает из-за скоса потока под крылом при образовании подъемной силы и определяется по формуле
2 Заказ 3184
Рис. 17. Обтекание крыла конечного размаха: а — перетекание воздушного потока; 6 — образование вихревых жгутов и вихревой пелены
где —коэффициент индуктивного сопротивления,
зависящий от коэффициента подъемной силы , фор-
мы крыла в плане (А) и удлинения крыла
Из формулы видно, что с увеличением угла атаки (увеличение ) индуктивное сопротивление возрастает, а с увеличением удлинения крыла уменьшается. Исследования показали, что наибольший скос потока под крылом создает крыло прямоугольной формы, ввиду чего индуктивное сопротивление такого крыла значительно больше, чем крыла другой формы.
Рис. 18. Образование индуктивного сопротивления
По своей природе индуктивное сопротивление при дозвуковой скорости полета является вихревым. Как видно из рис. 17, при перетекании воздуха через концы крыльев создаются два концевых вихря, оси которых примерно параллельны направлению полета. Эти вихри образуются, позади крыла на значительном расстояний. Попадание крыла (парашютиста) в область концевого вихря другого крыла сопровождается нарушением равновесия (накренение и т. п.). Особенно нежелательно попадание в область вихревого следа впереди идущего крыла на малой высоте, например., при обработке цели, так как нарушение устойчивости, потеря управляемости нередко приводит к увеличению вертикальной скорости, при этом парашютист может получить травму.
На первый взгляд может показаться, что индуктивное сопротивление должно возникать и без скоса потока за счет увеличения миделева сечения при увеличении угла атаки. Действительно, если бы крыло представляло собой бесконечную тонкую плоскую пластину, то равнодействующая сила R была бы перпендикулярна к данной пластинке и имела горизонтальную составляющую — индуктивное сопротивление — даже при отсутствии скоса потока.
2*
Рив. 19. Индуктивное сопротивление тонкой плоской пластинки
Тогда произошла бы потеря кинетической энергии в связи со срывом потока и вихреобразованием за острой передней кромкой (рис. 19). Чтобы избежать этого, передняя кромка крыльев делается как бы закругленной. При обтекании на увеличенных углах атаки на ее поверхности создается значительное разрежение (см. рис. 12,6). Образующаяся при этом подсасывающая сила, направленная вперед, уравновешивает силу, направленную назад. Поэтому индуктивное сопротивление при отсутствии скоса оказывается равным нулю.
Если бы не было подсасывающей силы, то при наличии скоса потока индуктивное сопротивление было бы значительно большим.
Лобовое сопротивление крыла
где СХ—коэффициент лобового сопротивления, зависящий от угла атаки, профиля, формы крыла в плане . |
Сумма всех рассмотренных видов сопротивления (профильного, индуктивного и др.) составляет полное или лобовое сопротивление крыла и определяется по формуле
и степени обработки его поверхности. Если по данным продувки крыла в аэродинамической трубе на различных углах атаки построить график, то он будет выглядеть, как показано на рис. 15. Из него видно, что:
1. Коэффициент лобового сопротивления ни на одном из углов атаки не равен нулю, так как обтекание профиля не может происходить без сопротивления.
2. Коэффициент лобового сопротивления имеет минимальное значение на угле атаки, близком к углу атаки нулевой подъемной силы. Он называется углом атаки минимального сопротивления и обозначается
3. При изменении углов атаки в обе стороны от минимального сопротивление увеличивается, но так как коэффициент профильного сопротивления в диапазоне эксплуатационных углов атаки изменяется незначительно, а коэффициент индуктивного сопротивления пропорционален квадрату коэффициента подъемной силы, то увеличение коэффициентов лобового сопротивления происходит в основном за счет роста индуктивного сопротивления.
4. !По мере приближения к критическому углу атаки прирост коэффициента лобового сопротивления значительно увеличивается из-за интенсивного срыва потока, и при угле атаки, равном 90°, он достигает максимального значения, так как при этом спектр обтекания крыла аналогичен спектру обтекания плоской пластинки.
При рассмотрении лобового сопротивления крыла в практике применяется еще такое понятие, как полное сопротивление системы груз-парашют. Сопротивление, создаваемое грузом, называется вредным. В итоге полное сопротивление системы груз-парашют-крыло равняется:
Если считать, что подъемная сила создается только крылом то индуктивное сопротивление можно рассмат-ривать как часть сопротивления крыла, причем другую часть образует безындуктивное сопротивление (профильное сопротивление вместе с вредным сопротивлением системы). Последнее создается и силами трения, и давлением, а индуктивное, как и порождающая его подъемная сила,— давлением (рис. 20).
Необходимо отметить, что всякое сопротивление ухудшает аэродинамические и летные характеристики пара-
Рис. 20. Составные части лобового сопротивления самолета
шюта-крыла. Поэтому чтобы наиболее полно использовать тактико-технические данные крыла (имеется в виду горизонтальная составляющая скорости планирования), при прыжках на точность приземления костюм парашютиста должен быть удобообтекаемым.
Дата добавления: 2017-01-26; просмотров: 5269;