Главная / Обучение / Теория / Курс лекций

Ранее уже говорилось о том, что 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 выше 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 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.

Покажем зависимость коэффициентов подъемной силы C_y и сопротивления C_x от угла установки пластины к набегающему потоку (угла атаки) на графиках.

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. Откладывая на осях координат значения коэффициентов подъемной силы Cy и сопротивления Cx, этот график показывает величину и направление действия полной аэродинамической силы R.

Если считать, что воздушный поток движется вдоль оси Cx слева направо, а центр давления (точка приложения полной аэродинамической силы) находится в центре координат, то для каждого из разобранных ранее углов атаки вектор полной аэродинамической силы будет идти из начала координат в точку поляры, соответствующую заданному углу атаки. 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.

Критический угол атаки интересен тем, что при выходе на него крыло летит с минимальной скоростью. Как вы помните, условием прямолинейного полета с постоянной скоростью является равновесие между полной аэродинамической силой и силой тяжести.

Вспомним формулу полной аэродинамической силы:

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

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

Если установить крыло на экономический угол атаки, оно сможет двигаться 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 дальше всего.