Аэродинамические характеристики крыла

Аэродинамические силы и коэффициенты зависят от формы сечения крыла и от положения его в потоке, определяемого углом атаки (рис. 5.4). Угол атаки – угол между направлением набегающего воздушного потока и хордой крыла.

Рис. 5.4. Угол атаки и формы сечений крыла

На рис. 5.4 также представлены различные формы сечений крыльев, используемых в авиационной технике. Последняя, ромбовидная форма, характерна для сверхзвуковых летательных аппаратов.

Для несимметричных профилей может быть подъемная сила и при нулевом угле атаки. Это положение иллюстрируется с помощью рис. 5.5, на котором нарисованы схематично линии тока вблизи поверхности крыла.

Рис. 5.5. Схема для объяснения возникновения подъемной силы
в несимметричном профиле крыла при нулевом угле атаки

При соблюдении условия безотрывного (ламинарного) обтекания линии тока в верхней и нижней части крыла должны сойтись в концевую точку крыла. Но линии тока в верхней части крыла будут длиннее линий тока в нижней его части в связи с несимметричностью профиля крыла. Поэтому для безотрывного обтекания скорость потока воздуха в точке 1 профиля должна быть больше скорости потока воздуха в точке 2. Следовательно, по закону Бернулли, давление в верхней части крыла должно быть меньше давления в нижней его части. Эта разность давлений и дает крылу с нулевым углом атаки подъемную силу.

Коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы зависят от угла атаки. Типовые зависимости коэффициентов и для крыла угла атаки . приведены на рис. 5.6. Видно, что с увеличением угла атаки растет как подъемная сила, так и сила лобового сопротивления. Однако подъемная сила растет только до некоторого значения, определяемого критическим углом атаки , превышение которого приводит к срыву потока на крыле и резкому уменьшению подъемной силы.

Рис. 5.6. Зависимости коэффициентов и от угла атаки .

1- несимметричный профиль; 2 – симметричный профиль сечения крыла

По этим зависимостям строятся поляры крыла, график зависимости и , на которой проставлены углы атаки (рис. 5.7).

Рис. 5.7. Поляры крыла

На рисунке введены следующие характеристики: - критический угол атаки; - наивыгоднейший угол атаки; - угол при минимальном значении ; - угол, который определяет максимальное качество крыла. Под качеством крыла понимают отношение:

.

Максимальное значение качества: .

Аэродинамические характеристики сильно зависят от числа Маха:

,

где - скорость звука, которая зависит высоты над уровнем моря.

Типовые поляры для крыла при дозвуковом и сверхзвуковом полетах показаны на рис.5.8.

Рис. 5.8. Типовые поляры крыла в зависимости от числа Маха.

Коэффициенты и обычно определяются с помощью продувок в аэродинамических трубах. Во время этих продувок находят зависимости и не только от угла атаки, но и от формы крыла в плане.

5.3. Определение коэффициентов лобового сопротивления
и подъемной силы экспериментальным путем

Схемы аэродинамических труб приведены на рис. 5.9 и рис. 5.10.

Принцип работы аэродинамических труб ясен из рисунков.

1 – вентилятор; 2 – продуваемый объект;

3 и 4 – конструктивные элементы трубы

Рис. 5.9. Схема аэродинамической трубы прямого действия

Рис. 5.10. Схема аэродинамической трубы замкнутого типа

1 - вентилятор; 2 - продуваемая модель; 3 – спрямляющие решетки;

4,5,6 – конструктивные элементы трубы.

Для определения коэффициентов и и их зависимостей от угла измеряют аэродинамические силы и , поворачивая модели под разными углами атаки. По измеренным величинам и , находят и по следующим зависимостям, полученным из выражений (7) и (8):

;

.

После чего строят графики и и поляры .

Дата добавления: 2015-08-10