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





 

Подъемную силу a можно рассматривать как реакцию воздуха, возникающую при поступательном движении крыла. Поэтому она всегда перпендикулярна направлению вектора скорости невозмущенного набегающего потока (см. рис.3.14-1).

а)

б) в)

Рис.3.14-1 Подъемная сила крыла

 

Подъемная сила может быть положительной, если она направлена в сторону положительного направления вертикальной оси (рис.3.14-1,б), и отрицательной, если она направлена в противоположную сторону (рис.3.14-1,в). Это возможно на отрицательном угле атаки, например, в перевернутом полете .

Причиной возникновения подъемной силы является разность давления воздуха на верхней и нижней поверхностях крыла (рис.3.14-1,а).

Симметричные профили при нулевом угле атаки не создают подъемной силы. У несимметричных профилей подъемная сила может быть равна нулю только при некотором отрицательном угле атаки .

Выше была приведена формула подъемной силы : .

Формула показывает, что подъемная сила зависит:

-от коэффициента подъемной силы CY,

- плотности воздуха ρ,

-скорости полета,

-площади крыла.

Для более точного расчета подъемной силы крыла используется “вихревая теория” крыла. Такая теория была разработана Н.Е. Жуковским в 1906 г. Она дает возможность найти теоретическим путем наиболее выгодные формы профиля и крыла в плане.

Как видно из формулы подъемной силы, при неизменных и S подъемная сила пропорциональна квадрату скорости потока. Если при этих же условиях скорость потока будет постоянной, то подъемная сила крыла зависит только от угла атаки и соответствующей ему величины коэффициента .

При изменении угла атаки α будет изменятся только коэффициент подъемной силы .

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость коэффициента подъемной силы CY от угла атаки изображается графиком функции =ƒ(α) (рис.3.15).

Перед построением графика проводится продувка модели крыла в аэродинамической трубе. Для этого крыло закрепляется в аэродинамической трубе на аэродинамических весах и устанавливается постоянная скорость потока в рабочей части трубы (см.рис.2.8).



 

 

 

Рис. 3.15. Зависимость коэффициента от угла атаки

Затем коэффициенты CY на соответствующих углах атаки рассчитываются по формуле: CY= ,

где Y-подъемная сила модели крыла;

q -скоростной напор потока в аэродинамической трубе;

S-площадь крыла модели.

Анализ графика показывает:

-На малых углах атаки сохраняется безотрывное обтекание крыла, поэтому зависимость =ƒ(α) прямолинейная, имеет постоянный угол наклона . Это означает, что коэффициент CY увеличивается пропорционально увеличению угла атаки α.

-На больших углах атаки усиливается диффузорный эффект на верхней поверхности крыла. Происходит торможение потока, давление понижается медленнее, начинается более резкое повышение давления вдоль профиля крыла. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла (см.рис.2.4).

Срыв потока начинается на верхней поверхности крыла – сначала местный, а затем общий. Линейная зависимость =ƒ(α) нарушается, коэффициент увеличивается медленнее, и после достижения максимума ( max) начинает уменьшаться.

Угол атаки, при котором коэффициент имеет максимальное значение, называется критическим углом атаки αкр.

Критический угол атаки αкр крыльев современных самолетов составляет от 15 до 20°.

С помощью графической зависимости =ƒ(α) можно также оценить влияние кривизны профиля.

Для несимметричных профилей график 1 смещен влево по отношению к графику 2 для симметричного профиля. Это означает, что для любого угла атаки коэффициент для несимметричного профиля больше, чем для симметричного (см. рис. 3.15).

Угол атаки, при котором =0, т.е. подъемная сила не создается, называется углом атаки нулевой подъемной силы α0.

Для симметричных профилей угол α0 =0. Кривая =ƒ(α) проходит через начало координат. Для несимметричных профилей нулевая подъемная сила будет при отрицательном угле атаки, т.е. угол α0 < 0.

 





Дата добавления: 2015-05-08; Просмотров: 1015; Нарушение авторских прав?; Мы поможем в написании вашей работы!


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



ПОИСК ПО САЙТУ:


Читайте также:
studopedia.su - Студопедия (2013 - 2022) 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: 0.023 сек.