Аэродинамические силы крыла

 

Полная аэродинамическая сила (R) возникает по причине разности давлений перед крылом и за ним, под крылом и над крылом, а также в результате трения воздуха в пограничном слое. Направлена вверх и отклонена назад, приложена в центре давления (ЦД.).

ЦД – это точка приложения полной аэродинамической силы (R). Условно ЦД считают расположенной на пересечении линии действия R и хорды крыла.

Определяют по формуле: (кг)

C_R – аэродинамический коэффициент R. Зависит от: формы крыла в плане;формы профиля; состояния поверхности крыла и от угла атаки крыла.

Определяется опытным путём при продувке в аэродинамической трубе.

S – площадь крыла в плане. - скоростной напор.

1. С _R > R >;

2. > R>;

3. ρ > R >; V > R >.

 

Диаграмма распределения давления.

Распределение давления по профилю изображается в виде векторной диаграммы или эпюр относительного избыточного давления.

на малых α_ат. на больших α_ат

 

Перемещение Ц.Д.(центра давления).

 

С увеличением α_ат зона максимальной разности давлений перемещается к передней кромке профиля. Это происходит лишь до тех пор, пока сохраняется безотрывное обтекание.

Появление срыва потока и его увеличение интенсивности вызывает перемещение Ц. Д. назад по профилю.

Изменение Ц. Д. прямого крыла конечного размаха с увеличением α_ат происходит аналогично (см. выше).

На стреловидном срыв может привести к смещению Ц. Д. вперед по профилю.

Подъёмная сила крыла.

Возникает согласно закона Бернулли вследствие разности давлений под крылом и над крылом. Проложена Y в ЦД, направлена перпендикулярно к потоку и определяется по формуле:

(кг)

 

 

Зависит от: С_y; ρ; V; S где С_y – аэродинамический коэффициент подъемной силы зависит от формы крыла; профиля, состояния поверхности и угла атаки (α_ат) Определяется С_y опытным путём (аэродинамическая труба).

С_y > Y; α_ат >; С_y >; Y > α_ат <; С_y <; Y <.

S >; Y >; V >; Y >.

 

Зависимость С_y от (α_ат) С_y = f(α)

 

α₀ = -2º30´ (С_y = 0; Y = 0)

 

Рис.1. Рис. 2.

 

Рис.3. Рис.4.

 

1) Угол атаки, при котором С_y = 0, называется углом атаки нулевой подъёмной силы или первым лётным углом атаки.

α₀ = - 2º30´(рис. 1)

2) Возможен только в режиме отвесного пикирования.При увеличении α_ат от α₀ до критического С_y растёт, т. к. растёт разность давлений.

3) Критическим называется угол атаки, при котором С_y достигает максимального значения. (рис 3).

α_кр = 16º.

4) При увеличении α_ат за α_кр происходит полный срыв потока с крыла, С_y резко падает, крыло становится неработоспособным, самолёт срывается в штопор.

С увеличением α_ат увеличивается Y_кр., одновременно с этим увеличивается турбулентность у задней кромки крыла, которая распространяется вперёд по крылу и на α > α_кр. На верхней поверхности возникает обратное движение воздуха, поток отрывается от поверхности крыла Y↓ самолёт сваливается в штопор(рис. 4).