Виникнення підйомної сили
Виникнення підйомної сили
При розгляді дії повітря на пластину, поставлену перпендикулярно до потоку, обтікання було симетричним і швидкості потоку зверху і знизу мали однакові значення.
При такому обтіканні на тіло діє сила лобового опору, спрямована проти руху.
Тепер візьмемо ту ж пластину, але трохи нахилений її до напрямку потоку (рис. 10). Картина обтікання зміниться. Початок поділу цівок повітряного потоку перед пластиною переміститься ближче до передньої кромці. Обтікання стане несиметричним, і швидкості цівок повітря зверху і знизу пластини не будуть однаковими. За допомогою димових цівок можна бачити їх звуження зверху пластини і розширення знизу, що свідчить про збільшення швидкості повітря над пластиною і зменшенні швидкості - під пластиною. А з рівняння Бернуллі - рівняння зв'язку між швидкістю і тиском - ми знаємо: де швидкість більше - тиск менше, і навпаки. Отже, тиск зверху пластини - менше, ніж тиск знизу. В результаті різниці тисків виникне повна аеродинамічна сила, що діє під деяким кутом до напрямку потоку. Згадаймо, що в разі
Мал. 10. При нахилі пластинки обтікання стає несиметричним і біг верхніх цівок прискорюється, а нижніх сповільнюється.
Мал. 11. Різні кути атаки пластинки.
симетричного обтікання сила аеродинамічного опору (лобове опір) була паралельна потоку і направлена проти руху тіла.
Величина повної аеродинамічної сили залежить від розташування пластини по відношенню до напрямку потоку, т. Е. Від величини кута між напрямком потоку і площиною пластини.
Зазначений кут означає, під яким кутом пластина атакує повітря або, що все одно, під яким кутом потік повітря атакує пластину (рис. 11). Цей кут в аеродинаміці отримав назву кута атаки.
Мал. 12. Розкладання повної аеродинамічної сили пластини на складові.
Повна аеродинамічна сила R, як будь-яка сила, характеризується як величиною, але й напрямком, її можна представити у вигляді вектора. Величина сили вказується довжиною відрізка вектора, напра-
тичних дії сили - стрілкою на кінці вектора (рис. 12). Скористаємося відомостями з механіки про те, що одну силу можна замінити двома, дія яких рівноцінно дії однієї сили. Для цього розкладемо повну аеродинамічну силу за правилом паралелограма на дві сили: одну, спрямовану паралельно руху основного повітряного потоку, а іншу - перпендикулярно до нього. З цією метою з кінця вектора повної аеродинамічної сили проведемо паралельно обраними напрямками прямі лінії, які відсічуть на цих напрямках два шуканих вектора, т. Е. Дві сили. Сила, що діє перпендикулярно до напрямку потоку, називається нормальним тиском, а сила, спрямована паралельно потоку, називається силою лобового опору або просто силою опору.
Нормальний тиск, якщо воно спрямоване вертикально вгору, називають підйомної силою (рис. 13).
Мал. 13. Підйомна сила перпендикулярна до напрямку потоку (напрямку руху).
Підйомна сила дійсно може піднімати тіло, але не завжди; можна так орієнтувати тіло щодо потоку, що вона буде діяти в іншому напрямку і навіть опускати тіло. У цьому легко переконатися на досвіді. Якщо руку виставити з вікна мчить поїзда і давати долоні різні до потоку нахили, різні кути атаки, то долоню буде прагнути як підніматися вгору, так і опускатися вниз.
Необхідно зауважити, що розкладання повної аеродинамічної сили на два напрямки є умовним, воно проводиться тільки для зручності аеродинамічних розрахунків. Насправді ж є тільки одна сила - повна аеродинамічна сила, в загальному випадку спрямована похило до потоку, дія якої на тіло рівноцінно дії двох вище розглянутих сил.
Розглянемо освіту підйомної сили і сили лобового опору на прикладі літакового
Якщо розсікти крило паралельно осі літака, то ми побачимо, що крило виконано не у вигляді плоскої пластини, а в вигляді несиметричного профілю.
Крило з таким профілем і плоска пластина принципово нічим не відрізняються. Однак якісно між ними є велика різниця.
Наявність плавного опуклості з верхньої сторони профілю і ледь помітною опуклості або угнутості з нижньої сторони разом з плавним заокругленням носика профілю найкращим чином сприяє збільшенню швидкості повітряних струменів зверху крила і утворення там розрідження. При цьому дуже важливо, щоб повітряні струмені обтікали профіль плавно, не відриваючись від його поверхні, і не перетворювалися на повітряні вихори, що спостерігається при обтіканні плоскої пластини.
Відзначимо ще іншу різницю: пластина створює підйомну силу лише при позитивному куті атаки; крило ж з несиметричним профілем може створити підйомну силу при нульовому і навіть негативному куті атаки.
Мал. 14. Швидкість повітряних цівок над крилом зростає, під крилом зменшується.
Розподіл повітряних струменів під крилом і над крилом показано на малюнку 14.
У крилі літака розрізняють: хорду крила, середню лінію профілю, передню кромку, або ребро атаки, задню кромку, або ребро обтікання (рис. 15).
Хордою крила називають відрізок прямої, що з'єднує найбільш віддалені точки профілю крила, т. Е.начало профілю і кінець профілю.
Поняття - товстий профіль крила або тонкий, пов'язане зі ставленням максимальної товщини профілю до його хорді і називається відносною товщиною, зазвичай виражається у відсотках.
Терміни, що вживаються в літакобудуванні профілі з відносною товщиною З-5% прийнято називати тонкими, а профілі з товщиною 12-18% -товстої. Тонкі крила застосовуються в швидкісний авіації, а толстие- в тихохідної авіації.
Хорда крила щодо потоку повітря нахилена під деяким кутом. Цей кут показує, в якому становищі крило зустрічає або атакує потік, а тому так само, як і в разі обтікання плоскої пластини, він називається кутом атаки а.
Кут атаки вважається позитивним, якщо хорда крила щодо направлення потоку відхилена в бік верхньої поверхні крила, і негативні м, якщо хорда відхилена в бік нижньої поверхні крила.
Мал. 15. Геометричні характеристики крила.
На летить під деяким кутом атаки крилі літака, так само як на плоскій пластині, поставленої під кутом а, виникає повна аеродинамічна сила R. Розкладаючи цю силу нормально до потоку і по потоку, отримаємо дві сили: підйомну силу F і силу лобового опору Q ( рис. 16).
Через наявність у крила літака плавного двоопуклого профілю підйомна сила його буде більше, ніж у плоскої пластини, а сила лобового опору стане менше.
Мал. 16. На крилі літака, також як і на плоскій пластині, виникає повна аеродинамічна сила.
Аеродинаміки і конструктори літаків прагнуть, щоб крило літака при малому лобовому опорі мало велику підйомну силу. В цьому випадку для просування літака була б потрібна менша потужність двигуна. В ідеалі хотілося б мати тільки підйомну силу і ніякого лобового опору. Але це неможливо. Тому всіма засобами намагаються зменшити лобовий опір. Характеристикою якості профілю служить величина відносини підйомної сили F до сили лобового опору Q. Дане відношення отримало назву аеродинамічного якості, або просто якості.
Максимальна якість двоопуклого профілю у багато разів більше максимальної якості плоскої пластини. У кращих профілів воно більше 20 ÷ 25, в той час як у плоскій пластини К = 6.
Якість плоскої пластини можна дещо поліпшити, якщо їй надати зігнутість, як це робиться у крил звичайних вентиляторів.
Формула величини підйомної сили має багато спільного з формулою сили лобового опору.
Підйомна сила F дорівнює:
Ця формула отримана експериментальним шляхом.
Величина підйомної сили залежить від форми профілю. Наприклад, у плоскої пластини підйомна сила менше, ніж у двоопуклого профілю. Ця особливість форми враховується деяким безрозмірним коефіцієнтом, який називають коефіцієнтом підйомної сили і позначають через Су.
Підрахувати теоретично коефіцієнт Су так само важко, як і коефіцієнт Сх. Тому його знаходять дослідним шляхом, що можуть провітрювати моделі крил в аеродинамічній трубі. У трубі, користуючись аеродинамічними вагами, заміряють величину підйомної сили. Знаючи цю силу, щільність повітря, площа крила і швидкість потоку, підставляють їх значення в формулу підйомної сили і з неї визначають невідоме - коефіцієнт підйомної сили Сy
Крім форми профілю, коефіцієнт підйомної сили Су багато в чому залежить від величини кута атаки і багатьох інших факторів.
Теоретична формула величини підйомної сили вперше дана великим ученим, батьком російської авіації, проф. Н. Е. Жуковським в 1906 р Він довів, що пригальмовування потоку знизу крила і розгін його зверху крила як би створює навколо крила закручування набігаючого на нього потоку. За допомогою введення поняття закручування, або, як кажуть, циркуляції, навколо крила, Н. Е. Жуковський теоретично визначив величину підйомної сили:
де ρ - щільність повітря,
v - швидкість потоку,
b-довжина хорди крила,
Г - циркуляція швидкості.
В аеродинамічних розрахунках зручніше користуватися не величинами підйомної сили і сили лобового опору, а їх коефіцієнтами Су і Сх.
Тому при дослідженнях в аеродинамічних трубах конструкторам, який проектує літаки, вертольоти, планери, видаються дані продувки їх моделей у вигляді графіків з коефіцієнтами Сх. Су І ін.
Поширеними графіками аеродинамічних даних є:
а) графік залежності змін коефіцієнта лобового опору Сх. від зміни кута атаки а (рис. 17, а);
б) графік залежності зміни коефіцієнта підйомної сили Су від зміни кута атаки а (рис. 17, б).
Зручно ці два графіка звести в один, який показує, як змінюється коефіцієнт Су від зміни коефіцієнта Сх. На кривій цього графіка наносяться величини кутів атаки, які відповідають даним коефіцієнта Сх і Су,
Така крива з розміткою кутів атаки носить назву поляри Лилиенталя, або просто поляри (рис. 17, в),
Мал. 17: а - графік, що показує зростання коефіцієнта лобового опору при збільшенні кута атаки крила; б - графік, що показує зростання і падіння коефіцієнта підйомної сили при збільшенні кута атаки крила; в-поляра Лилиенталя.
З графіка змін Су зі зміною кута а видно, що коефіцієнт підйомної сили збільшується до певних кутів атаки, зазвичай 18 ÷ 20 °, далі він різко падає. Ці кути називаються критичними, тому що на таких кутах атаки плавне обтікання профілю крила порушується, з'являється так званий зрив плавного обтікання, підйомна сила крила різко зменшується (рис. 18), керма перестають слухатися, і літак може, провалюючись в повітрі, звалитися на крило і увійти в штопор. Якщо це станеться з літаком на великій висоті, то це можна виправити, його можна встигнути вирівняти, якщо ж у землі при посадці, то сумні наслідки неминучі.
Мал. 18. Зрив-плавного обтікання крила при польоті на великих кутах атаки.