Аэродинамика крыла — часть 2

Подъемная сила (рисунок ниже) создается движением частиц воздуха над и под крылом. Ее можно получить или в случае, когда крыло самолета движется относительно воздуха с некоторой скоростью, или если струю воздуха пустить мимо неподвижного крыла. Общая форма крыла показана на рисунках: верхняя сторона более выпуклая, чем ниж­няя. Однако, у различных типов самолетов крылья делаются разной формы, в соответ­ствии с тем, для какой цели строится самолет.

Подъемная сила

Подъемная сила зависит от скорости частиц воздуха, обтекающих крыло. Малейшее увеличение их скорости вызывает бо­лее быстрое увеличение как подъемной силы, так и лобового сопротивления.

Если мы удвоим скорость движущегося крыла, подъемная сила увеличится вчетверо.

Такое же изменение произойдет и с лобовым сопротивлением. При любой скорости крыла отно­сительно воздуха подъемная сила меняется также и с изменением угла, под которым крыло встречается с потоком воздуха. Нельзя забывать, что любое изменение подъем­ной силы влечет за собой соответствующее изменение величины лобового сопротивле­ния, независимо от того, было ли это вызвано изменением скорости или изменением угла. Точка приложения равнодействующей подъемных сил всех отдельных участков крыла называется центром давления (ЦД).

Угол, под которым крыло встречается с воздухом, называется углом атаки. Подъ­емная сила создается только в том случае, если этот угол не выходит из определенных пределов. Для каждого типа крыла, в зависимости от профиля, имеются определенные углы атаки, при которых создается подъемная сила. Если же выйти из этого предела, то лобовое сопротивление сильно увеличится, а подъемная сила станет ничтожной.

Воздушный змей летает потому, что его плоскость поставлена против ветра под из­вестным углом, и поэтому возникает подъемная сила, способная удерживать в воздухе вес змея и вес длинного шнура, другой конец которого находится на земле.

Процесс, в результате которого крыло самолета создает подъемную силу, тот же, что у змея, но в принципе имеется значительная разница. У самолета воздух должен всегда плавно протекать вдоль верхней и нижней поверхностей крыла.

Частицы воздуха должны двигаться по верхней плоскости с большей скоростью, чем по нижней, так как им надо пройти более длинный путь, поскольку верхняя плос­кость крыла более выпуклая, чем нижняя (рис. II, В). Эта разница скоростей, с которой движутся частицы воздуха вокруг крыла, вызывает своеобразное явление «подсасыва­ния», величину которого можно выразить в килограммах, как подъемную силу. То не пустота (вакуум), а разность атмосферного давления, создающаяся над и под крылом. На современных самолетах эта разница едва ли превосходит 1%. Даже при этой малой разнице каждый квадратный метр крыльев многих современных самолетов может нор­мально поднять тяжесть в 200 кг и более.

Покажем силу атмосферного давления: если бы разность давления между нижней и верхней поверхностями крыла равнялась 50% атмосферного давления, тогда каждый квадратный метр поверхности крыла мог бы поднять тяжесть в 5т на уровне моря.

Заметьте что центр давления меняет свое положение, а лобовое сопротивление и подъемная сила — свою величину соответственно углу атаки, под которым крыло дви­жется против воздуха. На рис. 3 крыло движется в воздухе под углом атаки 0°.

Центр давления находится на линии, которая делит хорду крыла на две равные части. Когда угол атаки меняется от 0° до положительного угла, например, +5° (рис. 4, Л), центр давления перемещается вперед, подъемная сила, а также и сила лобового сопротивле­ния значительно увеличиваются. Но если то нее крыло встретится с воздухом под от­рицательным углом —5°, центр давления передвинется к задней кромке крыла, вслед­ствие чего подъемная сила уменьшается вместе с силой лобового сопротивления.

Если мы поставим движущееся крыло под углом атаки +10° (рис. 5), то центр давления не­медленно переместится в переднюю часть крыла, и подъемная сила, а также сила лобо­вого сопротивления достигнут большой величины. Дальнейшее увеличение угла атаки (рис. 6), например, до +15° (угол в 15″ является максимальным углом для большинства крыльев), дает максимальную подъемную силу и максимальное лобовое сопротивле­ние.

Если бы мы продолжали увеличивать угол атаки выше максимального для данного крыла (рис. 7), то подъемная сила стала бы постепенно или быстро уменьшаться. Ско­рость, с которой подъемная сила уменьшается, характерна для каждого типа крыла. По мере падения подъемной силы, величина лобового сопротивления быстро увеличивает­ся. В настоящее время имеется свыше тысячи видов профилей крыльев, и каждый име­ет свои особенности.

На рис. 7, на котором крыло встречает воздух под углом более 15, вы видите, как частицы воздуха проходят по верхней поверхности крыла не плавно, а образуя завих­рение. Это явление мы называем «срывом обтекания».

clip_image002[1]

Поэтому не следует лететь под таким большим углом атаки, за исключением случа­ев, когда мы намеренно создаем его. Угол атаки, как это показано на рисунках, являет­ся углом, который образуется направлением движения и линией, касающейся задней кромки крыла и его нижней поверхности. (Если крыло двояковыпуклое, линия проводится внутри крыла от задней кромки к пе­редней.)

Центр давления вашего пальто, когда оно висит на вешалке, находится в точке со­прикосновения пальто и крючка.

Суммарная подъемная сила крыла (рис. 8) зависит также от отношения между раз­махом крыла и хордой. Это отношение известно под названием «удлинения крыла». На рисунке вы ясно видите три крыла с одинаковым типом профиля; каждое имеет одина­ковую площадь (24 кв. м), но различное удлинение. Крыло (рис. 8, А) с удлинением, равным 6 (размах крыльев 12 ж и хорда 2 м), может дать нам при &той же скорости и угле атаки большую подъемную силу, чем крыло В или С с меньшим удлинением. Наибольшее применяемое практически удлинение крыла редко превышает 8; оно зави­сит также от формы крыла.

При одинаковой плотности воздуха подъемная сила, как сказано выше, меняется со скоростью движения крыльев. На рис. 9 показано, что если крыло А движется со ско­ростью -у км/час и дает подъемную силу 25 кг на каждый квадратный метр своей по­верхности, то же самое крыло при удвоенной скорости (21″) имеет при том же угле атаки и той же плотности воздуха подъемную силу в 100 кг на 1 кв. м. Подъемная сила, как и лобовое сопротивление, увеличивается прямо пропорционально увеличению плотности воздуха (рис. 10). Это значит, что если крыло продолжает двигаться с той же скоростью и при том же угле атаки, тогда как плотность воздуха уменьшилась, скажем, вдвое, то подъемная сила, как и сила сопротивления, уменьшается наполовину.

С дру­гой стороны, мы можем сохранить ту же подъемную силу при уменьшенной плотности воздуха, если увеличим скорость движения или произведем одновременно увеличение скорости II угла атаки.

На рис. II, А показаны три профиля крыла, от очень тонкого скоростного до толсто­го, способного носить больший вес на 1 кв. м. Существенная разница состоит в вели­чине лобового сопротивления. При одинаковых условиях тонкое крыло дает мини­мальное лобовое сопротивление, но в то же время имеет минимальную подъемную силу.

Большинство крыльев современных самолетов имеет на каждый килограмм силы лобового сопротивления до 18 кг подъемной силы. Это отношение опять-таки меняется в зависимости от профиля крыла и угла атаки.

Разделив полетный вес самолета на число квадратных метров площади его крыла (рис. 12), мы получим нагрузку на единицу поверхности крыла. Практика показывает, что нагрузка крыла должна быть не слишком малой, но и не слишком большой. Прак­тически нагрузка на крыло принята от 40 до 100 кг на 1 кв. м. Нагрузка крыла оказыва­ет определенное влияние на устойчивость самолета в воздухе, особенно когда полет происходит при плохой погоде, в неспокойном воздухе, кроме того, она влияет на по­садочную скорость: чем больше нагрузка крыла, тем больше посадочная скорость.

 ℜ 

Рубрика статьи: Основы аэродинамики

Последние материалы

Полковник Даниэль Ле Рой дю Вивье
Даниэль Ле Рой дю Вивье родился в Амерсфорте (Голландия) 13 января 1915 года. 31 июля 1935 года, после обучения на факультете коммерческих наук в Католическом университете Левена, Ле Рой дю... >>
Жан де Сели-Лоншан
Жан де Сели-Лоншан, бельгиец, родился в 1911 году. Он, как и многие другие, покинул страну после капитуляции 28 мая 1940 года (король, главнокомандующий армии, решил избежать ненужного кровопролития). Чтобы продолжить... >>
Жан Оффенберг (продолжение)
Оффенберг вступил в РАФ 30 июля, и прибыл в Саттон-Бридж в тот же день, чтобы пройти обучение в 6-й авиашколе. Здесь он переучился на пилота Харрикейна и 17 августа был... >>
RJStech.com 2010—2013©

Воспроизведение, полное и частичное цитирование материалов должно сопровождаться прямой иактивной гиперссылкой на портал RJStech.com.