Перемещение центра давления крыла и самолета

Центром давления крыла называется точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с хордой крыла.

Положение центра давления определяется его координатой Х_Д - расстоянием от передней кромки крыла, которое может быть выражено в долях хорды

Направление действия силы R определяется углом , образуемым с направлением невозмущенного воздушного потока (рис. 33, а). Из рисунка видно, что

(25)

где К - аэродинамическое качество профиля.

Положение центра давления зависит от формы профиля и угла атаки. На рис. 33, б показано, как изменяется положение центра давления в зависимости от угла атаки для профилей самолетов Як 52 и Як-55, кривая 1-для самолета Як-55, кривая 2-для самолета Як-52.

Рис. 33. Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки

Из графика видно, что положение ЦД при изменении угла атаки у симметричного профиля самолета Як-55 остается неизменным и находится примерно на 1/4 расстояния от носка хорды.

Таблица 2

Факторы определяющие полложение центра тяжести самолета

Нагрузка	Обозначение веса (груза)
Пустой самолет	Gп
Взлетный вес	Gвзл
Летчик в передней кабине	G1
Летчик в задней кабине	G2
Топливо в баках	GT
Масло в баках	GM

При изменении угла атаки изменяется распределение давления по профилю крыла, и поэтому центр давления перемещается вдоль хорды (для несимметричного профиля самолета Як-52), как показано на рис. 34. Например, при отрицательном угле атаки самолета Як 52, примерно равном -1°, силы давления в носовой и хвостовой частях профиля направлены в противоположные стороны и равны. Этот угол атаки называется углом атаки нулевой подъемной силы.

Рис. 34. Перемещение центра давления крыла самолета Як-52 при изменении

угла атаки

При несколько большем угле атаки силы давления, направленные вверх, больше силы, направленной вниз, их равнодействующая Y будет лежать за большей силой (II), т. е. центр давления окажется расположенным в хвостовой части профиля. При дальнейшем увеличении угла атаки местонахождение максимальной разности давлений передвигается все ближе к носовой кромке крыла, что, естественно, вызывает перемещение ЦД по хорде к передней кромке крыла (III, IV). Наиболее переднее положение ЦД при критическом угле атаки α_кр= 18° (V).

Точка приложения силы R зависит от характера распределения давления по поверхности профиля.

При изменении угла атаки, распределение давления тоже будет изменяться. Вместе с ним будет меняться и векторная сумма всех сил по абсолютной величине, направлению и точке приложения. Точку приложения силы R называют центром давления.

Дата добавления: 2015-05-08