Аэродинамические силы, действующие на крыло

 

(См. лист «Основы аэродинамики», рисунок: Аэродинамические силы крыла стр.163)

Рассмотрим, какие силы возникают на крыле при обтекании его набегающим воздушным потоком (течение - ламинарное, воздушные струйки - параллельные).

В сечении «0-0» (см. рисунок) струйки воздушного потока движутся параллельно и с одинаковой скоростью. Встречая на своем пути сопротивление – овальную переднюю часть крыла, – происходит торможение некоторых струек, тем самым они создают давление перед передней кромкой крыла (+).

Далее струйки разделяются:

- одна часть струек будет обтекать верхнюю, более выпуклую часть крыла и происходит их поджатие (см. рисунок);

- а другая часть струек будет протекать вдоль нижней (плоской) части крыла и они будут двигаться параллельно, как до встречи с передней частью крыла.

Обойдя профиль крыла сверху и снизу струйки должны встретиться одновременно за хвостовой (заостренной) частью крыла на некотором расстоянии. И здесь создается разряжение (-) см. рисунок.

Внимательно рассматривая рисунок видим, что верхним струйкам необходимо пройти большее расстояние, огибая выпуклый профиль, чем нижним, проходя вдоль плоского профиля.

Следовательно, чтобы встретиться одновременно за крылом, верхние струйки, по закону непрерывности, должны двигаться с большей скоростью (V₁), чем нижние (V₀). Но по закону Бернули, если скорость движения струи больше (V₁), то давление в этой струе (Р₁) будет меньше, т.е. если V₁ > V₀, то P₁ < P_0.

На основании двух основных законов аэродинамики следует, что давление над крылом (Р₁) будет меньше, чем под крылом P_0.

В результате разности давлений над и под крылом возникает аэродинамическая сила R_акр.(крыла), но направленная под углом к потоку из-за некоторого повышения давления (+) впереди крыла, и разрежения (-) в хвостовой части крыла.

Точка приложения R_акр. называется центром давления (ЦД).

Аэродинамическая сила R_акр. раскладывается, по геометрическому закону, на две составляющие) (см. рисунок):

Х_а – вдоль крыла, и называется силой лобового сопротивления;

У_а – перпендикулярно, и называется подъемной силой_.

 

С_уа, С_ха – коэффициент подъемной силы и силы лобового сопротивления. Значения Х_а и У_а – определяют при продувках в аэродинамической трубе, а зная параметры крыла можно рассчитать С_ха и С_уа.

При симметричном крыле (т.е. при одинаковой выпуклости верхней и нижней части крыла):

Y_a =0, a R_aкр =Х_а

Тогда для создания подъемной силы крыла необходимо изменить угол атаки крыла (т.е. угол между хордой крыла и направлением набегающего потока воздуха, стр. 163)

 

Аэродинамическое качество крыла К

где х_р – сила профильного сопротивления и зависит от размеров крыла и его формы; х_i – сила индуктивного сопротивления, возникающего как результат перетекания воздуха из повышенного давления в область пониженного давления крыла (из-под крыла – к надкрылу).