< Назад
|
1. Основы аэродинамики и теории
полета
1.3. Обтекание воздушным потоком
тонкой пластины
|
Вперед >
|
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 Cy
и сопротивления Cx от угла установки пластины к набегающему
потоку (угла атаки) на графиках.

Рис. 21. Зависимость коэффициентов подъемной силы Cy и сопротивления Cx от угла атаки.
Объединим получившиеся два графика в один. По оси X отложим значения
коэффициента сопротивления Cx, а по оси Y коэффициент
подъемной силы Cy.

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 Cr 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 Cy/Cx
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.
|