точка приложения подъемной силы у самолета
Точка приложения подъемной силы у самолета
5.3. Аэродинамические силы
   Сумма всех сил (сил давления и сил трения), возникающих при обтекании тела, называется полной аэродинамической силой 
(рис. 5.9).
 |
Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления (ц. д.). Часть полной аэродинамической силы, перпендикулярная к направлению полета (н. п.), точнее, к вектору скорости набегающего потока, является подъемной силой 
. Часть полной аэродинамической силы 
, параллельная вектору скорости набегающего потока, является силой лобового сопротивления .
   На аэродинамические силы влияют различные факторы. Как мы уже отмечали, сила трения воздуха о тело реализуется полностью в пограничном слое. И чем меньше будет шероховатость обтекаемого тела, тем дальше по поверхности тела будет сохраняться ламинарный пограничный слой и меньше будет сила сопротивления трения, поскольку меньше энергии будет расходоваться на перемешивание потока в пограничном слое. Конструктор всегда должен думать о состоянии поверхности частей самолета, выступающих в поток, в частности о конструкции стыка листов обшивки, образующих внешние обводы самолета.
 |
(рис. 5.11,б) Ra(б) » 0,25 Ra(a) Носовой обтекатель обеспечивает постепенную деформацию струй в процессе обтекания. Для пластинки с хвостовым обтекателем (рис. 5.11,в) Ra(в) » 0,75 Ra(a),так как хвостовой обтекатель способствует плавному расширению потока, завихренная спутная струя становится меньше. Для удобообтекаемого (каплевидного, веретенообразного) тела (рис. 5.11,г), образованного установкой на пластинку носового и хвостового обтекателей Ra(г) » 0,05 Ra(a).
 |
С увеличением угла атаки (рис. 5.13,б и в) профиль обтекается плавно, увеличивается разрежение на верхней поверхности, зона повышенного давления распространяется от точки полного торможения на всю нижнюю поверхность профиля. Подъемная сила растет.
   С ростом подъемной силы Ya, которая определяется разностью давлений под профилем и над ним, растет и лобовое сопротивление Xa, которое определяется силой трения в пограничном слое Xa тр и силой давления Xa д, образующейся за счет разности давлений перед профилем и за ним. Поток, обтекающий профиль, отклоняется вниз. Отклонение потока тем больше, чем больше угол атаки (или, что то же самое, больше подъемная сила). При обтекании крыла за счет перетекания потока через кромку (см. рис. 5.3) и образования концевого вихря поток также отклоняется вниз. Явление отклонения потока вниз при обтекании называется скосом потока . Скос потока вызывает (индуцирует) дополнительную силу лобового сопротивления, которая называется силой индуктивного сопротивления Xa i. Установлено, что сила индуктивного сопротивления пропорциональна квадрату подъемной силы: Xa i
Основы аэродинамики
Купол создает подъемную силу двумя способами. подъемную силу создает сама форма крыла. Воздух движется по верхней кромке крыла быстрее, чем по нижней. Чем больше скорость воздуха, тем меньше его давление. Таким образом, над верхней кромкой образуется область пониженного давления, а под нижней — соответствующая ей область повышенного давления. В результате крыло «подтягивается» вверх — к области пониженного давления.
Отклонение воздуха — второй способ создания подъемной силы. Если отклонить воздух в каком либо направлении, обязательно возникнет сила реакции, направленная в противоположную сторону — этот принцип позволяет нам поворачивать, двигаться по горизонту и вообще совершать любые маневры в свободном падении. Соотношение подъемных сил за счет отклонения воздуха и за счет формы профиля достаточно сложное. Если бы отклонение было основной составляющей подъемной силы, то при вводе правой клеванты (задавлен правый край купола) воздух, отклоненный вниз, встречал бы противодействие и поднимал правую часть купола — купол бы заваливался влево и, соответственно, у нас получался бы левый поворот. На самом деле ввод правой клеванты уменьшает подъемную силу, потому что увеличивает сопротивление потоку с правой стороны. Правая кромка начинает двигаться медленнее, создает меньше подъемной силы — и купол поворачивает вправо.
В парашютном спорте основное применение подъемной силы, возникающей вследствие отклонения потока воздуха, приходится на момент выполнения подушки при приземлении. Когда вы делаете подушку, вы отклоняете воздух вниз, а противодействие заставляет купол двигаться вверх. Однако одновременно с этим увеличивается сопротивление воздуха, что замедляет горизонтальную скорость купола. Пилот под куполом (масса которого больше, чем у купола, а сопротивление — меньше) замедлится не так быстро, и сместится вперед. Это изменит угол атаки купола и резко увеличит силу отклонения воздуха — до тех пор, пока сохраняется горизонтальная составляющая скорости. Мы более подробно рассмотрим это использование силы отклонения воздуха, когда будем говорить об угле атаки, а также в главах о практике пилотирования.
Другая основная сила, которая воздействует на купол — сопротивление воздуха. Эта сила имеет две составляющих — «профильное сопротивление» и «паразитное сопротивление» (сохранена терминология автора — прим. пер.). Первое, упрощенно говоря — результат трения воздуха о поверхность крыла. От этого страдают — в той или иной степени — крылья любой формы и конструкции (можно представить эту силу в форме подъемной силы, только направленной против движения крыла). Паразитное сопротивление — результат завихрений потока различными элементами крыла. Сопла создают турбуленцию. Швы, стропы, соединения строп, медуза, слайдер — даже вы, пилот! — все это добавляет сопротивление, но не создает подъемной силы. Парашюты никогда не были очень эффективными крыльями по сравнению с самолетами именно потому, что сама их конструкция подразумевает большое количество паразитного сопротивления.
Таким образом, и подъемная сила, и сопротивление — результат движения потока воздуха через профиль крыла. Поскольку эти аэродинамические силы вызваны взаимодействием между потоком воздуха и крылом, увеличение скорости потока означает увеличение этих сил. Подъемная сила и сопротивление увеличиваются в геометрической прогрессии к скорости: увеличение скорости вдвое увеличивает подъемную силу в четыре раза. То же касается и сопротивления. Это означает, что скорость имеет критическое значение для поведения купола. Увеличение скорости означает — до определенного момента — увеличение подъемной силы и более острую реакцию на вводы. Это также означает увеличение сопротивления — именно поэтому в конструкции быстрых куполов применяются коллапсируемые медузы и слайдеры и более тонкие стропы.
Обтекание воздушным потоком профиля крыла имеет еще одну интересную черту. Ее можно легко заметить, если посмотреть, как вода в ручье течет через камень. Жидкость стремится огибать объект по самой возможно плавной кривой. Можно (до определенной степени) изменить форму профиля, не нарушив при этом плавности течения потока. Точно также можно слегка изменить направление потока, не нарушая его плавности. Но если слишком быстро изменить либо направление потока, либо форму крыла — мы получим так называемый «срыв потока». Вместо того чтобы плавно огибать профиль, поток разбивается на завихрения и волны. Это очень важно знать пилоту купола — для него это означает, что любой резкий или радикальный маневр критически уменьшает потенциал подъемной силы купола. Самый распространенный и драматичный пример срыва потока в парашютном спорте — вход в режим свала на малой скорости. В следующих главах мы выясним, что этот феномен имеет множество других проявлений — к нему могут привести излишнее усилие на передних концах, резкое прокачивание клевант и радикальные вводы клевантами.
Для того чтобы крыло двигалось в воздухе и создавало подъемную силу, необходима некая сила, обеспечивающая это движение. Обычно эта сила называется «тягой». В случае с самолетом все просто — тягу обеспечивает работа двигателя. В случае с парашютом тяговую силу обеспечивает гравитация. На стропы каскада А (передняя кромка) короче, чем стропы каскада Д (задняя кромка) — за счет этого купол наклонен вперед. Воздух отклоняется в направлении задней кромки, придавая крылу горизонтальную скорость. Общая масса (ваш вес плюс вес системы) тянет крыло вниз. Крыло скользит как санки по склону. Насколько крутой этот «склон» — зависит от разницы каскадов строп.
Чем сильнее вес тянет вас вниз, тем больше тяга. Сумма масс, которая воздействует на парашют, называется «загрузкой купола» — важнейший термин для пилотирования парашюта. В Америке загрузка купола определяется по «десантному» («полному») весу — сумме веса парашютиста и его снаряжения — и выражается в фунтах на квадратный фут площади купола (в метрической системе для расчета загрузки нужно свой полный вес в кг разделить на 0,45 и результат разделить на площадь вашего купола — прим. пер.). Может показаться, что загрузка купола всегда постоянна. Для ровного горизонтального полета по прямой это так и есть.
Однако загрузка может измениться радикальным образом — во время выполнения поворота. Для примера представьте, что вы раскручиваете грузик на веревке. Чем быстрее крутится грузик, тем тяжелее он кажется. То же самое происходит с вами, когда вы тянете клеванту. Когда купол начинает поворачивать, тело пилота продолжает двигаться по прямой — пока натяжение строп не остановит его и не задаст ему новое направление. Пока поворот продолжается, центробежная сила будет продолжать «выбрасывать» парашютиста купола. Когда поворот окончен, подвешенная под куполом масса вернется на место. В момент, когда «вылетевшая» масса возвращается обратно под купол, парашют достигает максимальной скорости — как за счет увеличения загрузки, так и за счет перехода увеличившейся вертикальной скорости в горизонтальную.
Чем быстрее поворот, тем больше вес пилота под куполом. Его можно рассматривать как «явный» или «индуцированный» вес, который больше начального веса пилота и снаряжения. Стоит обратить внимание, что некоторые маневры позволяют — хоть и на очень короткое время — уменьшить загрузку. На многих куполах пилот может заложить поворот таким образом, чтобы «выбросить» тело вверх в то время, как купол начнет нырять вниз. В этом случае на момент натяжение на стропы исчезнет — т.е. на это мгновение загрузка будет близка к нулю.
До определенного предела увеличение веса (а значит — увеличение тяги) улучшают летные характеристики парашюта. Еще раз вспомним о примере с санками. Чем больше мы нагружаем санки, тем быстрее они будут катиться вниз — до тех пор, пока под слишком большим весом санки не начнут тонуть в снегу, или вовсе не развалятся. Без эффективной загрузки парашют становится вялым, в то время как увеличение загрузки добавляет скорости. Поскольку подъемная сила увеличивается в квадрате от скорости, крыло, летящее со скоростью 30 миль в час, имеет подъемную силу в четыре раза большую, чем крыло, летящее со скоростью 15 миль в час. Вот почему реактивные самолеты могут иметь такие же небольшие крылья, как маленькая «Сессна», и вот почему люди с определенным опытом могут прыгать на относительно малых куполах с загрузкой 1,4 и выше (некоторые эксперементируют с загрузками 2 и больше!).(сейчас уже загрузка 2 для современных куполов и опытных парашютистов даже не кажется сверхестественным — прим. пер.) Улучшение летных характеристик, связанные с увеличением загрузки, выражаются не только в более высокой горизонтальной скорости, но и в скорости поворотов, мощности подушки и чувствительности купола. Но за все надо платить. Цена высокой загрузки будет рассмотрена позднее, когда от теории полета мы перейдет к парашютной реальности.
Центр массы, центр приложения подъемной силы
Центр приложения подъемной силы — это точка крыла, в которой в нашем воображении может быть сконцентрирована подъемная сила. Центр массы — точка, в которой сконцентрирован вес системы. Очевидно, что в спортивных парашютах центр массы (в виде пилота) находится намного ниже самого крыла. За счет смещения центра массы по отношению к центру приложения подъемной силы можно изменить тангаж (угол планирования — угол между продольной осью парашюта и плоскостью горизонта — прим. пер.) и угол атаки купола.
Многие парашютисты считают, что угол атаки — это угол плоскости купола по отношению к земле. Совсем нет! Угол атаки — это угол между хордой крыла и направлением «вымпельного ветра» (см. ниже — прим. пер.). Самолет может изменять угол атаки при помощи рулей высоты хвостового оперения. Но у парашютиста их нет. Поэтому подушка — единственный способ изменить угол атаки. Когда вы задавливаете клеванты на подушке, вес под куполом (т. е. вы, пилот) «вылетает» вперед — потому что легкий парашют с увеличившимся сопротивлением замедлится быстрее, чем тяжелый пилот с меньшим сопротивлением. В результате угол атаки на время увеличивается и создает больше подъемной силы за счет большего отклонения воздуха.
Надо заметить, что изменение угла атаки происходит за счет изменения скорости «вымпельного ветра» в момент, когда вес под куполом смещается вперед. Вводы клевантами, изменяющие форму купола, конечно также играют роль. Но если вес при этом не смещается вперед, то и угол атаки изменяется незначительно — за счет искривления купола только слегка увеличивается подъемная сила. Заход в режиме глубокого торможения во время прыжков на точность — типичный пример, когда для приземления используется только торможение клевантами без подушки.
При хорошей подушке плавное втягивание клевант заставляет купол лететь все медленее и медленее; пилот под куполом остается в положении, слегка смещенном вперед, поддерживая тем самым больший угол атаки и более значительное отклонение воздуха. Когда горизонтальная скорость купола придет к нулю, пилот вернется назад в нормальное положение. В этот момент не останется горизонтальной скорости, чтобы создать ни одну из составляющих подъемной силы, и начнет увеличиваться скорость вертикальная — до тех пор, пока купол снова не наберет горизонтальную скорость (или пока он не окажется на земле).
Как вы заметили, я употребляю выражение «вымпельный ветер» вместо привычного «относительный ветер» или «относительный поток».«Вымпельный ветер» — термин из парусного спорта. Он обозначает скорость ветра, которую физически ощущает парус во время движения (представляет собой сочетание ветра как такового (истинного ветра) и ветра, «индуцированного» собственным движением паруса — или, в нашем случае, парашюта — прим. пер.). Управляющий парусом часто забывает про вымпельный ветер и использует более привычные, но совершенно бесполезные ориентиры — например, изменения по горизонту. Но для аэродинамического профиля — будь то парус или купол — горизонта не существует, а есть только вымпельный ветер. Для того, чтобы яснее это понять, представьте себе «колокол» у купольщиков. Люди, которые видят эту фигуру впервые, часто удивляются, почему нижний купол остается наполненным. Но вымпельный ветер, который «чувствует» этот купол — как и в полете в нормальном положении. То, что купол повернут верхней кромкой в земле, не означает, что он не будет наполняться или не будет иметь подъемной силы — просто при этом вектор подъемной силы направлен вниз.
Теперь взглянем на угол планирования, который часто путают с углом атаки. Угол планирования — это угол, задаваемый регулировкой переднего и заднего рядов строп (нос выше или нос ниже). Он конструктивно заложен в парашют и зависит от длины строп. Его можно изменить за счет использования передних или задних свободных концов. Ввод передних концов изменяет угол планирования, а не угол атаки. При более остром угле купол будет снижаться быстрее, но вымпельный ветер останется постоянным (хотя на какой-то момент — в начале и по окончании ввода — его скорость измененится). Длина строп большинства куполов расчитаны на такой угол планирования, чтобы купол каждые три метра по горизонтали терял один метр высоты: соотношение горизонтали к вертикали (т. н.«аэродинамическое качество крыла» — прим. пер.) — 3/1. Меньший угол планирования позволит парашюту лететь дальше, но за это придется расплачиваться уменьшением давления в секциях по сравнению с более «остронаклоненными» куполами, и в результате купол будет более подвержен турбулентности. Больший угол увеличивает скорость снижения и наполненность, но теряет в горизонте, а также приводит к потери части мощности подушки.
Изгиб (кривизна профиля)
Когда вы втягиваете клеванты, вы изменяете не только угол атаки, но и саму форму крыла. Изгиб определяется величиной искривления крыла по его верхней кромке. Сильно выгнутые крылья имеют больше подъемной силы на низких скоростях — но одновременно они создают большое профильное сопротивление. Если вы втяните клеванты и оставите их внизу, такое изменение изгиба начнет влиять на летные характеристики парашюта. Скорость снижения снизится — равно как и горизонтальная скорость. Современные купола обычно берут большую часть энергии для подушки от изменения угла атаки — поэтому лучшая подушка будет получаться из режима полного планирования с отпущенными клевантами. Во время подушки высокая скорость снижения трансформируется в подъемную силу. Но в ситуации, когда вам нужно замедлить скорость снижения на продолжительное время, увеличение изгиба крыла за счет клевант является очень эффективным.
Найдите и понаблюдайте за камнями на дне быстрого ручье. Вода плавно течет поверх гладких округлых камней — турбулентность возникает, только когда поток уже перетечет через камень. Плавная вода — это как разряженный воздух над верхней кромкой, который создает подъемную силу куполу. Бурная вода за камнем — это профильное сопротивление: след, который ваш купол оставляет в воздухе. Видно, как плоская, грубая передняя сторона камня создает паразитное сопротивление. А теперь взглянем на острый неровный камень. Он разрезает течение, вода бурлит — никакого плавного потока. Нет плавного потока — нет подъемной силы. Нет подъемной силы — нет контроля.
Высуньте ладонь в окно машины во время движения. Поставьте ее ребром к потоку ветра, найдите нейтральное положение. Теперь повертите ладонью, меняя ее угол — больше, меньше… Это — отклонение воздуха.
Как эти абстрактные понятия о потоке и профиле применить в реальной прыжковой практике? Мы скоро увидим. Но сначала давайте посмотрим на разные конструкции парашютов на нашей дропзоне — чтобы понять, почему они сделаны именно так, и чего мы можем от них ожидать.
Подъёмная сила самолета
Подъёмная сила — одна из составляющих полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком.
Опытным путем Бернулли установил, что статическое давление в потоке жидкости или газа обратнопропорционально скорости потока в данной точке, что означает то, что в тех точках, где скорость потока выше давление – ниже. На практике легче понять это выражение на примере: когда у входа на эскалатор на станции метро образуется большое столпотворение людей, то возникает давка (перед эскалатором), а когда вы входите на эскалатор и начинаете подниматься, то на ступени стоит максимум 2 человека и скорость вашего движения выше, а т. н. «столпотворение» (давление) ниже.
Так «действует» и жидкость в трубе переменного поперечного сечения. А теперь, мысленно можно представить себе, что данную трубу «развернули» и разложили на 2 поверхности, как крыло самолета. Одна из них (верхняя) имеет большую кривизну (выпуклость), а нижняя имеет меньшую выпуклость ( практически ровная). Так получаем, согласно уравнению неразрывности струи потока жидкости (или газа) уже понятное физическое явление – разность давлений на верхней и нижней части крыла. Получаем, что на нижней поверхности скорость потока ниже и статическое давление выше, а на верхней части статическое давление ниже (т.к. скорость потока выше, ввиду геометрической разности длин). Это простое объяснение для крыла классического профиля и бесконечно большого размаха.
Расчет подъемной силы крыла. Теорема Жуковского о подъемной силе.
В жизни такое крыло сделать нереально. Поэтому применим математические свойства к решению данной задачи: конечный размах, нормальный вектор к профилю, граница профиля, величину давления, тогда получим следующее выражение:
Подъёмная сила крыла самолета
У людей, начинающих свое знакомство с авиацией или уже продолжающих его может назреть вопрос, раз все всё знали, были выдающиеся открытии и умы, но самолет смог взлететь только в 1903 году, в чем же дело? А дело вот в чем: вполне можно было бы сделать первый полет и раньше, но долгое время ученые были запутаны, как высчитать подъемную силу и какое должно быть крыло самолета, его длина?
Согласно классической физике и согласно законам Ньютона подъемная сила была пропорциональна углу атаки во второй степени, что приводило к выводу о том, что невозможно сделать крыло малого размаха с хорошими несущими характеристиками. Мы можем представить себе обычную параболу, у=х 2 и получаем, что, например, для подъемной силы равной 2 нужно достичь угла атаки в 4, а для хорошего полета необходимо подъемная сила и в 4, 5, 6… сложно иногда даже будет подсчитать угол атаки, а если он еще и окажется в критической зоне…
Эта путаница продолжалась вплоть до конца 19 века, аж только после многих экспериментов Бернулли и многих других ученых было установлено, что эта зависимость – прямолинейная (!), а уже базируясь на таких выводах можно было строить крыло малого размаха с удовлетворительной подъемной силой. Первыми это сделали братья Райт.
Аэродинамические характеристики крыла самолета
ВСЯКАЯ несущая поверхность, помимо сопротивления, создает еще подъемную силу, обеспечивающую полет летательного аппарата. Единый поток перед крылом разделяется на два неодинаковых потока (рис. 1,а). В верхнем потоке струйки как бы сжимаются, скорость их увеличивается, в нижнем же потоке, наоборот, струйки расширяются и скорость их уменьшается. По закону Бернулли, чем выше скорость, тем меньше давление в струе. Следовательно, над крылом образуется область, давление в которой ниже, чем под крылом.
В зависимости от скорости распределяется и давление по крылу (рис. 1,б). Каждый вектор давления на диаграммах представляет собой силу, которая действует на единицу площади поверхности крыла. Если все эти силы сложить, то получим полную аэродинамическую силу, воздействующую на крыло. Исключением в этом случае будут силы трения, которые по диаграмме распределения давления определить нельзя, так как они направлены по касательной к профилю.
Проекция полной аэродинамической силы на ось, перпендикулярную направлению потока, называется подъемной силой (рис. 2,а). Полную аэродинамическую силу R можно разложить на подъемную силу Y и силу лобового сопротивления X (рис. 2,б.)
Подъемная сила крыла зависит от его геометрических размеров, положения относительно потока, скорости полета модели, плотности воздуха и несущей способности профиля крыла. Эту зависимость принято записывать в виде формулы:
где Cy — коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий несущую способность профиля.
Этот коэффициент зависит от формы профиля и угла атаки α — угла между скоростью набегающего воздушного потока и хордой профиля (рис. 2в). Хорда профиля — это условная прямая линия, применяемая для построения профиля, проходящая, как правило, через носик и хвостовик профиля.
Кроме сопротивления трения и формы, в коэффициент Cx входит еще один третий вид сопротивления — индуктивное. Дело в том, что крыло отбрасывает набегающий на него поток воздуха вниз со скоростью Vcp (рис. 7) так, что в итоге он направлен не по скорости v, a по скорости v1. Это явление называется скосом потока. Угол отклонения потока ∆α называется углом скоса потока. Сложив геометрически скорости V и Vcp. получают действительное направление и величину скорости потока v1, обтекающего крыло. Изменение направления скорости вызывает, естественно, и изменение угла атаки
Благодаря скосу потока истинный угол атаки меньше геометрического. Угол скоса потока определяется по формуле
где λ — удлинение крыла.
Удлинение крыла λ определяется как отношение квадрата размаха крыла L к площади крыла Sкр
Размах крыла L определяется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.
Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно к потоку, обтекающему крыло. Благодаря скосу потока подъемная сила отклонится назад на угол ∆α и будет перпендикулярна новому направлению скорости V1
Эта подъемная сила называется истинной. Ее можно разложить на две составляющие: перпендикулярную к направлению скорости полета V и параллельную направлению скорости. Эта составляющая, существование которой возможно только при наличии подъемной силы, направлена всегда против движения крыла.
Коэффициент индуктивного сопротивления определяют по формуле
Угол скоса потока и индуктивное сопротивление зависят от формы профиля крыла, удлинения и от угла атаки.
Таким образом, полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха состоит из сопротивления формы, сопротивления трения и индуктивного сопротивления (рис. 2в). Соответственно, коэффициент сопротивления крыла выражается формулой
Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления. Условились считать, что центр давления лежит на хорде крыла. Если характер обтекания правой и левой половины крыла одинаков, центр давления всего крыла лежит в плоскости симметрии. Нарушение геометрической и аэродинамической симметрии крыла вызовет смещение центра давления.
Положение центра давления на хорде зависит от угла атаки и оказывается различным у профилей разной формы. Характер перемещения центра давления вдоль хорды при изменении угла атаки зависит от формы профиля.
В этом отношении профили делятся на три категории. У несимметричных 1,2 и вогнуто-выпуклых 3,4 профилей (рис. 4), у которых средняя линия вогнута, центр давления при увеличении угла атаки перемещается вперед и наиболее переднее положение занимает при α, близких к αкр, В этом случае центр давления находится примерно на расстоянии 25—35% хорды от носика профиля. При уменьшении угла атаки он перемещается назад и при углах атаки, на которых Су становится близким к Су = 0, уходит за пределы крыла.
У симметричных профилей 4, имеющих прямую среднюю линию, центр давления в пределах значительного диапазона углов атаки занимает постоянное положение и находится примерно на расстоянии 25% длины хорды от носика. При углах атаки больших критического, центр давления у них резко уходит назад.
У S-образных профилей 6 отогнута вверх задняя кромка. Если хвостик профиля отогнут мало, то перемещение центра давления такое же, как и у профилей первой категории. Бели хвостик отогнут больше, то профиль будет иметь постоянный центр давления. Если же его отогнуть еще больше, то центр давления при увеличении угла атаки отходит назад.
Перемещение центра давления вызывает изменение момента равнодействующей воздушных сил относительно центра тяжести модели. Для того, чтобы судить об устойчивости крыла данного профиля, необходимо знать, как меняется момент воздушных сил, действующих на крыло, с изменением угла атаки.
На рис. 10 изображен профиль крыла модели. Так как при предварительных расчетах конструкция модели еще неизвестна, и, следовательно, неизвестно положение ее центра тяжести, вращение крыла рассматривают не относительно центра тяжести, а относительно точки А, находящейся на носике профиля. Силу R раскладывают не на Y и X, как это делалось раньше, а на силы Rn и Rt.
Сила Rn мало отличается от Y, поэтому с небольшой ошибкой можно допустить, что Rn = Y. Момент силы Rn относительно точки А равен
где Хс— расстояние от центра давления до точки А.
Так как положение центра давления при разных углах атаки неизвестно, то считают, что крыло вращается силой Rm. приложенной на задней кромке профиля. Для этого необходимо, чтобы
Это равенство может сохраняться при разных углах атаки, так как изменение Y и Хс может соответствовать изменению Rm при постоянном плече b. Величину Rm определяют в аэродинамической трубе из условия равновесия относительно опоры весов. При этом замеряют силу Rm при разных углах атаки. Зная момент, нетрудно подсчитать и коэффициент CmA в формуле
Зависимость коэффициента CmA от угла атаки α представлена на рис. 6.
Значение коэффициентов Сх и Су для различных углов атаки — на рис. 3. Значения коэффициентов Су для различных профилей — на рис. 5. Кривая Су по α для симметричного профиля проходит через начало координат. С увеличением вогнутости профиля кривая зависимости Су по α смещается вверх.
Объединенный график зависимости Су от Сх при различных α называется полярой (рис. 8). Имея поляру, можно определить ряд величин, которые характеризуют крыло. Если провести касательную к поляре, параллельную оси Сх, то в точке касания получают угол атаки, соответствующий Су max (рис. 8). Этот угол называется критическим углом атаки «Крит- При увеличении угла атаки сверх критического нарушается обтекание крыла и подъемная сила уменьшается.
Наивыгоднейшим называется такой угол атаки, при котором отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления наибольшее. Чтобы найти этот угол, нужно из начала координат провести касательную к поляре.
Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называют аэродинамическим качеством крыла.
При полете на угле атаки, имеющем Кmax модель проходит наибольшее расстояние. Для того, чтобы модель продержалась наибольшее время в воздухе, необходимо, чтобы угол атаки был равен экономическому углу.
Угол атаки нулевой подъемной силы α0 лежит на пересечении поляры с осью Сх. При этом угле атаки Су = 0.
Угол атаки, при котором Сх имеет наименьшее значение Сх min находится в точке касания линии к поляре, проведенной параллельно оси Су.
Значения коэффициентов Сх и Су при каком-либо значении угла атаки зависит от числа Re (рис. 9). При Re Reкpит обтекание профиля потоком турбулентное. Благодаря перемешиванию относительная скорость и кинетическая энергия частиц воздуха вблизи профиля более высокая, чем у ламинарного пограничного слоя, и турбулентный пограничный слой может преодолевать повышенное давление на значительном участке задней поверхности профиля. Точка отрыва турбулентного пограничного слоя лежит вблизи задней кромки и тем ближе к ней, чем меньше перепад давления между соседними точками профиля и чем большую скорость имеет внешний поток. Это приводит к росту Су и уменьшению Сх.
Н. ЛЯШЕНКО, руководитель заводского клуба юных техников Харьков