2015-06-28
1477
Подъемная сила Y a всегда направлена перпендикулярно к набегающему потоку (вектору скорости полета), в сторону пониженного давления. Эта сила возникает вследствие разности давлений под крылом и над ним, причем, чем больше разность давлений, тем подъемная сила больше.
Лобовое сопротивление X a направлено параллельно набегающему потоку (параллельно вектору скорости полета), но в обратную сторону.
Сила лобового сопротивления возникает вследствие разности давлений впереди крыла и за ним, а также вследствие трения воздуха в пограничном слое крыла.
Величины полной аэродинамической силы, подъемной силы и силы лобового сопротивления определяются соответственно по формулам:
где CR a – коэффициент полной аэродинамической силы;
S – площадь крыла, м2;
– плотность воздуха, кг/м3;
V – скорость полета (набегающего потока), м/с;
CY a – коэффициент подъемной силы;
CX a – коэффициент лобового сопротивления - безразмерная величина, представляющая собой отношение аэродинамического сопротивления к площади крыла, умноженной на скоростной напор (произведение плотности воздуха на квадрат скорости, деленное на два).
|
|
|
Коэффициенты CRa, CYa, CXa определяются опытным путем. Они учитывают зависимость Ya, Xa и Ra _ от угла атаки крыла самолета, его формы, состояния поверхности крыла и числа M (последнее учитывает влияние сжимаемости воздуха).
Аэродинамическое совершенство самолета определяется аэродинамическим качеством, это отношение подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению, т.е. величина, характеризующая аэродинамическое совершенство летательного аппарата.
K = Cy/Cx.
Значения аэродинамических характеристик самолета определяются опытным путем в аэродинамических лабораториях, уточняются в процессе летных испытаний.
Балансировка - обеспечение равновесия действующих на летательный аппарат в полете моментов сил.
Кабрирование - движение летательного аппарата в вертикальной плоскости с увеличением угла атаки.
Пограничный слой - тонкий слой воздуха, примыкающий к обтекаемой им поверхности.
Из-за влияния сил вязкости воздуха параметры течения в пограничном слое существенно отличаются от параметров внешнего потока.
Угол атаки - угол между вектором скорости набегающего потока и прямой, соединяющей крайние точки профиля (хордой крыла).
При превышении некоторого допустимого угла нормальное обтекание крыла нарушается и наступает срыв потока.
