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.

Подъемная сила крыла

Подъемную силу _a можно рассматривать как реакцию воздуха, возникающую при поступательном движении крыла. Поэтому она всегда перпендикулярна направлению вектора скорости невозмущенного набегающего потока (см. рис.3.14-1).

                                                        а)

Рис.3.14-1 Подъемная сила крыла

Подъемная сила может быть положительной, если она направлена в сторону положительного направления вертикальной оси  (рис.3.14-1,б), и отрицательной, если она направлена в противоположную сторону (рис.3.14-1,в). Это возможно на отрицательном угле атаки, например, в перевернутом полете .

Причиной возникновения подъемной силы является разность давления воздуха на верхней и нижней поверхностях крыла (рис.3.14-1,а).

Симметричные профили при нулевом угле атаки не создают подъемной силы. У несимметричных профилей подъемная сила может быть равна нулю только при некотором отрицательном угле атаки .

Выше была приведена формула подъемной силы : .

Формула показывает, что подъемная сила зависит:

-от коэффициента подъемной силы C_Y,

- плотности воздуха ρ,

-скорости полета,  

-площади крыла.

Для более точного расчета подъемной силы крыла используется “вихревая теория” крыла. Такая теория была разработана Н.Е. Жуковским в 1906 г. Она дает возможность найти теоретическим путем наиболее выгодные формы профиля и крыла в плане.

Как видно из формулы подъемной силы, при неизменных  и S подъемная сила пропорциональна квадрату скорости потока. Если при этих же условиях скорость потока будет постоянной, то подъемная сила крыла зависит только от угла атаки и соответствующей ему величины коэффициента .

При изменении угла атаки α будет изменятся только коэффициент подъемной силы .

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость коэффициента подъемной силы C_Y от угла атаки изображается графиком функции =ƒ(α) (рис.3.15).

Перед построением графика проводится продувка модели крыла в аэродинамической трубе. Для этого крыло закрепляется в аэродинамической трубе на аэродинамических весах и устанавливается постоянная скорость потока в рабочей части трубы (см.рис.2.8).

Рис. 3.15. Зависимость коэффициента  от угла атаки

Затем коэффициенты C_Y на соответствующих углах атаки рассчитываются по формуле: C_Y= , 

где Y-подъемная сила модели крыла; 

q -скоростной напор потока в аэродинамической трубе;  

S-площадь крыла модели.

Анализ графика показывает:

-На малых углах атаки сохраняется безотрывное обтекание крыла, поэтому зависимость =ƒ(α) прямолинейная, имеет постоянный угол наклона . Это означает, что коэффициент C_Y увеличивается пропорционально увеличению угла атаки α.

-На больших углах атаки усиливается диффузорный эффект на верхней поверхности крыла. Происходит торможение потока, давление понижается медленнее, начинается более резкое повышение давления вдоль профиля крыла. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла (см.рис.2.4).

Срыв потока начинается на верхней поверхности крыла – сначала местный, а затем общий. Линейная зависимость =ƒ(α) нарушается, коэффициент  увеличивается медленнее, и после достижения максимума ( _max) начинает уменьшаться.

Угол атаки, при котором коэффициент  имеет максимальное значение, называется критическим углом атаки α_кр.

Критический угол атаки α_кр крыльев современных самолетов составляет от 15 до 20°.

С помощью графической зависимости =ƒ(α) можно также оценить влияние кривизны профиля.

Для несимметричных профилей график 1 смещен влево по отношению к графику 2 для симметричного профиля. Это означает, что для любого угла атаки коэффициент  для несимметричного профиля больше, чем для симметричного (см. рис. 3.15).

Угол атаки, при котором =0, т.е. подъемная сила не создается, называется углом атаки нулевой подъемной силы α₀.

Для симметричных профилей угол α₀ =0. Кривая =ƒ(α) проходит через начало координат. Для несимметричных профилей нулевая подъемная сила будет при отрицательном угле атаки, т.е. угол α₀ < 0.