Студопедия

КАТЕГОРИИ:


Архитектура-(3434)Астрономия-(809)Биология-(7483)Биотехнологии-(1457)Военное дело-(14632)Высокие технологии-(1363)География-(913)Геология-(1438)Государство-(451)Демография-(1065)Дом-(47672)Журналистика и СМИ-(912)Изобретательство-(14524)Иностранные языки-(4268)Информатика-(17799)Искусство-(1338)История-(13644)Компьютеры-(11121)Косметика-(55)Кулинария-(373)Культура-(8427)Лингвистика-(374)Литература-(1642)Маркетинг-(23702)Математика-(16968)Машиностроение-(1700)Медицина-(12668)Менеджмент-(24684)Механика-(15423)Науковедение-(506)Образование-(11852)Охрана труда-(3308)Педагогика-(5571)Полиграфия-(1312)Политика-(7869)Право-(5454)Приборостроение-(1369)Программирование-(2801)Производство-(97182)Промышленность-(8706)Психология-(18388)Религия-(3217)Связь-(10668)Сельское хозяйство-(299)Социология-(6455)Спорт-(42831)Строительство-(4793)Торговля-(5050)Транспорт-(2929)Туризм-(1568)Физика-(3942)Философия-(17015)Финансы-(26596)Химия-(22929)Экология-(12095)Экономика-(9961)Электроника-(8441)Электротехника-(4623)Энергетика-(12629)Юриспруденция-(1492)Ядерная техника-(1748)

Подъемная сила крыла. Коэффициент подъемной силы крыла. Угол атаки




ЛЕКЦИЯ 2. АЕРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И ИХ КОЭФФИЦИЕНТЫ

 

 

1. Подъемная сила крыла. Коэффициент подъемной силы крыла. Угол атаки.
2. Сила лобового сопротивления. Коэффициент силы лобового сопротивления.
3. Боковая аэродинамическая сила. Коэффициент боковой аэродинамической силы. Угол рыскания.

 

 

Силы, действующие на самолет. В полете на самолет действуют (рис. 1) сила тяги двигателя , полная аэродинамическая сила , сила веса . Сила тяги обычно направлена по продольной оси самолета вперед.

 

Рис. 1. Силы, действующие на самолет в полете

 

Сила веса приложена в центре тяжести и направлена по Вертикали к центру Земли. Полная аэродинамическая сила является равнодействующей сил взаимодействия между воздушной средой и поверхностью самолета. Она разлагается на три составляющие силы . Сила Y направлена перпендикулярно набегающему потоку и на­зывается подъемной силой. Сила лобового сопротивле­ния X направлена параллельно набегающему потоку в сторону, противоположную движению самолета. Боко­вая аэродинамическая сила Z направлена перпендику­лярно плоскости, содержащей составляющие силы X и Y.

Сила R и ее составляющие Y, X, Z приложены в центре давления. Положение центра давления в полете изменяется и не совпадает с центром тяжести. В за­висимости от расположения двигателей на самолете сила тяги Р также может не проходить через центр тя­жести.

Движение самолета в воздушной среде обычно рас­сматривается как движение твердого тела, масса кото­рого сосредоточена в его центре тяжести.

Профиль к линиям течения находится под углом атаки α – это угол между хордой профиля и невозмущенными линиями течения Рис. 2. Там, где линии течения сближаются, скорость потока возрастает, а абсолютное давление падает. И наоборот, где они становятся реже, скорость течения уменьшается, а давление возрастает.

 

 

Рис. 2. Профиль крыла в потоке воздуха

 

 

В разных точках профиля воздух давит на крыло с разной силой. Разницу между местным давлением у поверхности профиля и давлением воздуха в невозмущенном потоке можно представить в виде стрелочек, перпендикулярных контуру профиля, так что направление и длина стрелочек пропорциональна этой разнице. Тогда картина распределения давления по профилю будет выглядеть как показано на рисунке 3.

 

 

 

Рис. 3. Картина распределения давления по профилю.

 

На нижней образующей профиля имеется избыточное давление – подпор воздуха. На верхней же, - наоборот, разрежение. Причем оно больше там, где выше скорость обтекания. Величина разрежения на верхней поверхности в несколько раз превышает подпор на нижней.

Из картины распределения давления видно, что львиная доля подъемной силы образуется не из-за подпора на нижней образующей профиля, а из-за разряжения на верхней.

Векторная сумма всех поверхностных сил создает полную аэродинамическую силу R, с которой воздух действует на движущееся крыло Рис. 4:

 

Рис. 4. Подъемная сила крыла и сила его лобового сопротивления.

 

Разложив эту силу на вертикальную Y и горизонтальную X компоненты, мы получим подъемную силу крыла и силу его лобового сопротивления.

Распределение давления по верху профиля, имеет большой перепад давления с задней половины профиля на переднюю, то есть перепад направлен навстречу потоку обтекания. Начиная с некоторого угла атаки, этот перепад становится причиной возникновения обратного тока воздуха вдоль второй половины верхней образующей профиля Рис. 5:

 

 

Рис. 5. Возникновение вихревое обтекания с линиями обратного тока.

 

В точке В происходит отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. За точкой отрыва возникает вихревое обтекание с линиями обратного тока. Происходит срыв потока.

 

Рис. 6. Коэффициент подъемной силы крыла с носиком разной кривизны.

 

 

Подъемную силу и силу лобового сопротивления принято рассчитывать через коэффициент подъемной силы Сy и коэффициент силы лобового сопротивления: Cx и )

Графическая зависимость коэффициента подъемной силы Сy и коэффициента силы лобового сопротивления Cx от угла атаки показана на рис. 7.

 

Рис. 7. Коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления крыла.

 

Аэродинамическим качеством профиля называется отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению. Сам термин качество происходит из функции крыла – оно призвано создавать подъемную силу, а то, что при этом появляется побочный эффект – лобовое сопротивление, явление вредное. Поэтому логично отношение пользы к вреду назвать качеством. Можно построить зависимость Су от Сх на графике Рис. 8.

Зависимость Сy от Cx в прямоугольных координатах называется полярой профиля. Длина отрезка между началом координат и любой точкой на поляре пропорциональна полной аэродинамической силе R, действующей на крыло, а тангенс угла наклона этого отрезка к горизонтальной оси равен аэродинамическому качеству К.

Поляра позволяет очень просто оценивать изменение аэродинамического качества профиля крыла. Для удобства, на кривую принято наносить реперные точки, отмечающие соответствующий угол атаки крыла. По поляре легко оценить профильное сопротивление, максимально достижимое аэродинамическое качество профиля и его другие, важные параметры.

Поляра зависит от числа Re. Свойства профиля удобно оценивать по семейству поляр, построенных в одной сетке координат для различных чисел Re. Поляры конкретных профилей получают двумя способами:

- продувками в аэродинамической трубе;

- теоретическими расчетами.




Поделиться с друзьями:


Дата добавления: 2015-05-08; Просмотров: 11891; Нарушение авторских прав?; Мы поможем в написании вашей работы!


Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет



studopedia.su - Студопедия (2013 - 2024) год. Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав! Последнее добавление




Генерация страницы за: 0.007 сек.