Возникновение подъёмной силы

При рассмотрении действия воздуха на пластину, поставленную перпендикулярно к потоку, обтекание было симметричным и скорости потока сверху и снизу имели одинаковые значения.

При таком обтекании на тело действует сила лобового сопротивления, направленная против движения.

Теперь возьмём ту же пластину, но несколько наклоним её к направлению потока (рис. 10). Картина обтекания изменится. Начало разделения струек воздушного потока перед пластиной переместится ближе к передней кромке. Обтекание станет несимметричным, и скорости струек воздуха сверху и снизу пластины не будут одинаковыми. С помощью дымовых струек можно видеть их сужение сверху пластины и расширение снизу, свидетельствующее об увеличении скорости воздуха над пластиной и уменьшении скорости — под пластиной. А из уравнения Бернулли — уравнения связи между скоростью и давлением — мы знаем: где скорость больше — давление меньше, и наоборот. Следовательно, давление сверху пластины — меньше, чем давление снизу. В результате разности давлений возникнет полная аэродинамическая сила, действующая под некоторым углом к направлению потока. Вспомним, что в случае

Возникновение подъёмной силы

Рис. 10. При наклоне пластинки обтекание становится несимметричным и бег верхних струек ускоряется, а нижних замедляется.

Возникновение подъёмной силы

Рис. 11. Различные углы атаки пластинки.

симметричного обтекания сила аэродинамического сопротивления (лобовое сопротивление) была параллельна потоку и направлена против движения тела.

Величина полной аэродинамической силы зависит от расположения пластины по отношению к направлению потока, т. е. от величины угла между направлением потока и плоскостью пластины.

Указанный угол означает, под каким углом пластина атакует воздух или, что всё равно, под каким углом поток воздуха атакует пластину (рис. 11). Этот угол в аэродинамике получил название угла атаки.

Возникновение подъёмной силы

Рис. 12. Разложение полной аэродинамической силы пластины на составляющие.

Полная аэродинамическая сила R, как всякая сила, характеризуется не только величиной, но и направлением, её можно представить в виде вектора. Величина силы указывается длиной отрезка вектора, напра-

вление действия силы — стрелкой на конце вектора (рис. 12). Воспользуемся сведениями из механики о том, что одну силу можно заменить двумя, действие которых равноценно действию одной силы. Для этого разложим полную аэродинамическую силу по правилу параллелограмма на две силы: одну, направленную параллельно движению основного воздушного потока, а другую — перпендикулярно к нему. С этой целью из конца вектора полной аэродинамической силы проведём параллельно выбранным направлениям прямые линии, которые отсекут на этих направлениях два искомых вектора, т. е. две силы. Сила, действующая перпендикулярно к направлению потока, называется нормальным давлением, а сила, направленная параллельно потоку, называется силой лобового сопротивления или просто силой сопротивления.

Нормальное давление, если оно направлено вертикально вверх, называют подъёмной силой (рис. 13).

Возникновение подъёмной силы

Рис. 13. Подъёмная сила перпендикулярна к направлению потока (направлению движения).

Подъёмная сила действительно может поднимать тело, но не всегда; можно так ориентировать тело относительно потока, что она будет действовать в ином направлении и даже опускать тело. В этом легко убедиться на опыте. Если руку выставить из окна мчащегося поезда и давать ладони различные к потоку наклоны, различные углы атаки, то ладонь будет стремиться как подниматься вверх, так и опускаться вниз.

Необходимо заметить, что разложение полной аэродинамической силы на два направления является условным, оно производится только для удобства аэродинамических расчётов. В действительности же имеется только одна сила — полная аэродинамическая сила, в общем случае направленная наклонно к потоку, действие которой на тело равноценно действию двух выше рассмотренных сил.

Рассмотрим образование подъёмной силы и силы лобового сопротивления     на примере самолётного

крыла.

Если рассечь крыло   параллельно оси самолёта, то мы увидим, что крыло выполнено не в виде плоской пластины, а в виде несимметричного профиля.

Крыло с таким профилем и плоская пластина принципиально ничем не отличаются. Однако качественно между ними есть большая разница.

Наличие плавной выпуклости с верхней стороны профиля и чуть заметной выпуклости или вогнутости с нижней стороны вместе с плавным закруглением носика профиля наилучшим образом способствует увеличению скорости воздушных струй сверху крыла и образованию там разрежения. При этом очень важно, чтобы воздушные струйки обтекали профиль плавно, не отрываясь от его поверхности, и не превращались в воздушные вихри, что наблюдается при обтекании плоской пластины.

Отметим ещё другую разницу: пластина создаёт подъёмную силу лишь при положительном угле атаки; крыло же с несимметричным профилем может создать подъёмную силу при нулевом и даже отрицательном угле атаки.

Возникновение подъёмной силы

Рис. 14. Скорость воздушных струек над крылом возрастает, под крылом уменьшается.

Распределение воздушных струй под крылом и над крылом показано на рисунке 14.

В крыле самолёта различают: хорду крыла, среднюю линию профиля, переднюю кромку, или ребро атаки, заднюю кромку, или ребро обтекания (рис. 15).

Хордой крыла называют отрезок прямой, соединяющей наиболее удалённые точки профиля крыла, т. е.начало профиля и конец профиля.

Понятие — толстый профиль крыла или тонкий, связано с отношением максимальной толщины профиля к его хорде и называется относительной толщиной, обычно выражаемой в процентах.

Употребляемые в самолётостроении профили с относительной толщиной З-5% принято называть тонкими, а профили с толщиной    12—18 % —толстыми. Тонкие крылья применяются в скоростной авиации, а толстые— в тихоходной авиации.

Хорда крыла относительно потока воздуха наклонена под некоторым углом. Этот угол показывает, в каком положении крыло встречает или атакует поток, а потому так же, как и в случае обтекания плоской пластины, он называется углом атаки а.

Угол атаки считается положительным, если хорда крыла относительно направления потока отклонена в сторону верхней поверхности крыла, и отрицательны м, если хорда отклонена в сторону нижней поверхности крыла.

Возникновение подъёмной силы

Рис. 15. Геометрические характеристики крыла.

На летящем под некоторым углом атаки крыле самолёта, так же как на плоской пластине, поставленной под углом а, возникает полная аэродинамическая сила R. Раскладывая эту силу нормально к потоку и по потоку, получим две силы: подъёмную силу F и силу лобового сопротивления Q (рис. 16).

Из-за наличия у крыла самолёта плавного двояковыпуклого профиля подъёмная сила его будет больше, чем у плоской пластины, а сила лобового сопротивления станет меньше.

Возникновение подъёмной силы

Рис. 16. На крыле самолёта, также как и на плоской пластине, возникает полная аэродинамическая сила.

Аэродинамики и конструкторы самолётов стремятся, чтобы крыло самолёта при малом лобовом сопротивлении имело большую подъёмную силу. В этом случае для продвижения самолёта требовалась бы меньшая мощность двигателя. В идеале хотелось бы иметь только подъёмную силу и никакого лобового сопротивления. Но это невозможно. Поэтому всеми средствами стараются уменьшить лобовое сопротивление. Характеристикой качества профиля служит величина отношения подъёмной силы F к силе лобового сопротивления Q. Данное отношение получило название аэродинамического качества, или просто качества.

Возникновение подъёмной силы

Максимальное качество двояковыпуклого профиля во много раз больше максимального качества плоской пластины. У лучших профилей оно более 20÷25, в то время как у плоской пластины К = 6.

Качество плоской пластины можно несколько улучшить, если ей придать изогнутость, как это делается у крыльев обычных вентиляторов.

Формула величины подъёмной силы имеет много общего с формулой силы лобового сопротивления.

Подъёмная сила F  равна:

Возникновение подъёмной силы

Эта формула получена экспериментальным путём.

Величина подъёмной силы зависит от формы профиля. Например, у плоской пластины подъёмная сила меньше, чем у двояковыпуклого профиля. Эта особенность формы учитывается некоторым безразмерным коэффициентом, который называют коэффициентом подъёмной силы и обозначают через Су.

Подсчитать теоретически коэффициент Су так же трудно, как и коэффициент Сх. Поэтому его находят опытным путём, продувая модели крыльев в аэродинамической трубе. В трубе, пользуясь аэродинамическими весами, замеряют величину подъёмной силы. Зная эту силу, плотность воздуха, площадь крыла и скорость потока, подставляют их значения в формулу подъёмной силы и из неё определяют неизвестное — коэффициент подъёмной силы Сy

Возникновение подъёмной силы

Помимо формы профиля, коэффициент подъёмной силы Су во многом зависит от величины угла атаки и многих других факторов.

Теоретическая формула величины подъёмной силы впервые дана великим учёным, отцом русской авиации, проф. Н. Е. Жуковским в 1906 г. Он доказал, что притормаживание потока снизу крыла и разгон его сверху крыла как бы создаёт вокруг крыла закручивание набегающего на него потока. С помощью введения понятия закручивания, или, как говорят, циркуляции, вокруг крыла, Н. Е. Жуковский теоретически определил величину подъёмной силы:

Возникновение подъёмной силы

где ρ — плотность воздуха,

v — скорость потока,

b—длина хорды крыла,

       Г — циркуляция скорости.

В аэродинамических расчётах удобнее пользоваться не величинами подъёмной силы и силы лобового сопротивления, а их коэффициентами Су и Сх.

Поэтому при исследованиях в аэродинамических трубах конструкторам, проектирующим самолёты, вертолёты, планёры, выдаются данные продувки их моделей в виде графиков с коэффициентами Сх, Су И др.

Распространёнными графиками аэродинамических данных являются:

а) график зависимости изменений коэффициента лобового сопротивления Сх, от изменения угла атаки а (рис. 17, а);

б) график зависимости изменения коэффициента подъёмной силы Су от изменения угла атаки а (рис. 17, б).

Удобно эти два графика свести в один, показывающий, как изменяется коэффициент Су от изменения коэффициента Сх. На кривой этого графика наносятся величины углов атаки, которые соответствуют данным коэффициента Сх и Су,

Такая кривая с разметкой углов атаки носит название поляры Лилиенталя, или просто поляры (рис. 17, в),

Возникновение подъёмной силы

Рис. 17: а — график, показывающий рост коэффициента лобового сопротивления при увеличении угла атаки крыла; б — график, показывающий рост и падение коэффициента подъёмной силы при увеличении угла атаки крыла; в—поляра Лилиенталя.

 

Из графика изменений Су с изменением угла а видно, что коэффициент подъёмной силы увеличивается до определённых углов атаки, обычно 18÷20°, далее он резко падает. Эти углы называются критическими, потому что на таких углах атаки плавное обтекание профиля крыла нарушается, появляется так называемый срыв плавного обтекания, подъёмная сила крыла резко уменьшается (рис. 18), рули перестают слушаться, и самолёт может, проваливаясь в воздухе, свалиться на крыло и войти в штопор. Если это произойдёт с самолётом на большой высоте, то это поправимо, его можно успеть выравнять, если же у земли при посадке, то печальные последствия неизбежны.

Возникновение подъёмной силы

Рис. 18. Срыв-плавного обтекания крыла при полёте на больших углах атаки.

Смотрите также