Поляра и аэродинамическое качество

ФОКУС ПРОФИЛЯ КРЫЛА

У симметричных профилей центр давления и точка фокуса совпадают. У несимметричных положение центра давления на хорде при изменении угла атаки меняется, что очень затрудняет расчеты.

Чтобы их упростить, было введено понятие фокуса. При этом равнодействующую аэродинамических сил разделили не на две компоненты, а на три – к подъемной силе и силе лобового сопротивления добавился еще момент крыла.

Такой, прием позволил, поместив точку приложения подъемной силы в фокусе профиля, зафиксировать его положение и сделать его независящим от угла атаки.

Введение понятия фокуса требует учитывать появившийся при этом момент крыла.

Для различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно знать одновременное изменение С_у и С_х в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента С_у от С_х, называемый полярой.

Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q. Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:

(26)

Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся в таблицу.

Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения С_у, а на горизонтальной - С_х. Масштабы для С_у и С_х обычно берутся разные.

Принято для С_у брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для С_х, так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения С_у в несколько раз больше, чем диапазон изменения С_х. Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки.

Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы С_R и , где  - угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы С_у и С_х взять одинаковыми).

Рис. 35. Принцип построения поляры крыла

Если из начала координат (рис. 35), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны С_y и С_х. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла.

Так как коэффициенты С_y и С_х пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами С_r и С_y, представляет собой угол качества q. Угол качества q можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах С_y и С_х, а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах С_y и С_х, то угол качества определяется из отношения

(27)

Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и формой профиля (рис. 37). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.

Угол нулевой подъемной силы α_о находится на пересечении поляры с осью С_х. При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (С_y = 0).

Угол атаки, на котором С_х имеет наименьшую величину C_х.мин. находится проведением касательной к поляре, параллельной оси С_y. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.

Наивыгоднейший угол атаки α_наив. Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью С_y и касательной, проведенной из начала координат, т. е. угол качества , на этом угле атаки, согласно формуле (27), будет минимальным. Поэтому для определения α_наив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать α_наив. Для современных крыльев α_наив лежит в пределах 4 - 6°.

Критический угол атаки α_крит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси С_х. Точка касания и будет соответствовать α_крит. Для крыльев современных самолетов α_крит = 16-30°.

Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (α₁ и α₂) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше К_макс.

Дата добавления: 2015-05-08