Главная / Обучение / Теория / Курс лекций

Как уже говорилось, величина и направление действия аэродинамической силы зависят от формы обтекаемого тела и его ориентации в потоке. В этом разделе мы рассмотрим более подробно процесс обтекания тонкой пластины воздушным потоком и построим графики зависимости коэффициентов подъемной силы и сопротивления от угла установки пластины к потоку (угла атаки).

Если установить пластину вдоль потока (угол атаки равен нулю), обтекание будет симметричным. В этом случае поток воздуха пластиной не отклоняется и подъемная сила Y равна нулю. Сопротивление X минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R минимальна и совпадет с силой сопротивления X как в рассмотренном ранее примере с круглым парашютом.

Рис. 16. Пластина установлена вдоль потока.
Y=0, X=R.

Начнем понемногу отклонять пластину. Из-за скашивания потока появляется подъемная сила Y. Сопротивление X немного увеличивается по причине увеличения поперечного сечения пластины по отношению к потоку.

Рис. 17. Начало отклонения пластины.
Появилась Y, немного выросло X.

Еще немного увеличиваем угол атаки. Скос потока и подъемная сила увеличиваются. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Заметим, что на малых углах атаки подъемная сила растет значительно быстрее, чем сопротивление.

Рис. 18. Немного увеличиваем угол атаки.
Y растет значительно быстрее чем X.

При продолжении увеличения угла атаки воздушному потоку становится труднее обтекать пластину. Подъемная сила продолжает увеличиваться, но медленнее, чем раньше. Сопротивление растет быстрее и обгоняет рост подъемной силы. В результате полная аэродинамическая сила R начинает отклоняться назад.

Рис. 19. При продолжении увеличения угла атаки
полная аэродинамическая сила отклоняется назад.

Еще немного увеличиваем угол атаки, и картина обтекания пластины радикально меняется. Воздушные струйки оказываются не в состоянии плавно обходить верхнюю поверхность пластины. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила резко падает. Это явление в аэродинамике называют "срыв потока". "Сорванное" крыло перестает быть крылом. Оно перестает лететь и начинает падать.

Рис. 20. Срыв потока.
Подъемная сила резко падает.

Посмотрите зависимость коэффициентов подъемной силы C_y и сопротивления C_x от угла установки пластины к набегающему потоку (угла атаки) на графиках. При нулевом угле атаки C_y равен нулю. С увеличением угла он растет, достигает максимума в точке (3) и далее падает по причине срыва потока. Коэффициент сопротивления C_x все время растет. На малых углах атаки в области точек (0), (1) и (2) он растет относительно медленно. На больших углах, соответствующим точкам (3) и (4), значительно быстрее.

Рис. 21. Зависимость коэффициентов подъемной силы C_y и сопротивления C_x от угла атаки.

Объединим получившиеся два графика в один. По оси X отложим значения коэффициента сопротивления C_x, а по оси Y коэффициент подъемной силы C_y.

Рис. 22. Поляра крыла.

Получившаяся кривая называется "поляра крыла" — основной график, характеризующий летные свойства крыла. График показывает величину и направление действия полной аэродинамической силы R в зависимости от угла атаки если принять, что центр давления (то есть точка приложения полной аэродинамической силы) находится в центре координат. На поляре можно отметить три характерные точки и соответствующие им углы атаки: критический, экономический и наивыгоднейший.

Критический угол атаки — угол атаки, при превышении которого происходит срыв потока.

На критическом углу значение С_y максимально и при выводе на него крыло сможет лететь с минимальной скоростью. Однако приближаться к этому углу следует с большой осторожностью. Превышение критического угла атаки ведет к срыву потока на крыле и потере им несущих свойств.

Как вы помните, условием прямолинейного полета с постоянной скоростью является равновесие между полной аэродинамической силой и силой тяжести. Вспомним формулу полной аэродинамической силы:Вспомним формулу полной аэродинамической силы:

Из формулы видно, что для обеспечения постоянности итогового значения аэродинамической силы R увеличение коэффициента C_r ведет к уменьшению скорости полета V, так как значения плотности воздуха p и площади крыла S постоянны.

Экономический угол атаки — угол атаки, на котором аэродинамическое сопротивление крыла минимально.

Если установить крыло на экономический угол атаки, оно сможет лететь с максимальной скоростью.

Наивыгоднейший угол атаки — угол атаки, на котором отношение коэффициентов подъемной силы и сопротивления C_y/C_x максимально.

В этом случае угол отклонения аэродинамической силы от направления движения воздушного потока максимален. При установке крыла на наивыгоднейший угол атаки оно полетит в неподвижном воздухе дальше всего.