Подъемная сила крыла

Подъемную силу _a можно рассматривать как реакцию воздуха, возникающую при поступательном движении крыла. Поэтому она всегда перпендикулярна направлению вектора скорости невозмущенного набегающего потока (см. рис.3.14-1).

а)

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Зависимость коэффициента подъемной силы C_Y от угла атаки изображается графиком функции =ƒ(α) (рис.3.15).

Перед построением графика проводится продувка модели крыла в аэродинамической трубе. Для этого крыло закрепляется в аэродинамической трубе на аэродинамических весах и устанавливается постоянная скорость потока в рабочей части трубы (см.рис.2.8).

Рис. 3.15. Зависимость коэффициента от угла атаки

Затем коэффициенты C_Y на соответствующих углах атаки рассчитываются по формуле: C_Y= ,

где Y -подъемная сила модели крыла;

q -скоростной напор потока в аэродинамической трубе;

S -площадь крыла модели.

Анализ графика показывает:

-На малых углах атаки сохраняется безотрывное обтекание крыла, поэтому зависимость =ƒ(α) прямолинейная, имеет постоянный угол наклона . Это означает, что коэффициент C_Y увеличивается пропорционально увеличению угла атаки α.

-На больших углах атаки усиливается диффузорный эффект на верхней поверхности крыла. Происходит торможение потока, давление понижается медленнее, начинается более резкое повышение давления вдоль профиля крыла. Это вызывает отрыв пограничного слоя от поверхности крыла (см.рис.2.4).

Срыв потока начинается на верхней поверхности крыла – сначала местный, а затем общий. Линейная зависимость =ƒ(α) нарушается, коэффициент увеличивается медленнее, и после достижения максимума ( _max) начинает уменьшаться.

Угол атаки, при котором коэффициент имеет максимальное значение, называется критическим углом атаки α_кр.

Критический угол атаки α_кр крыльев современных самолетов составляет от 15 до 20°.

С помощью графической зависимости =ƒ(α) можно также оценить влияние кривизны профиля.

Для несимметричных профилей график 1 смещен влево по отношению к графику 2 для симметричного профиля. Это означает, что для любого угла атаки коэффициент для несимметричного профиля больше, чем для симметричного (см. рис. 3.15).

Угол атаки, при котором =0, т.е. подъемная сила не создается, называется углом атаки нулевой подъемной силы α₀.

Для симметричных профилей угол α₀ =0. Кривая =ƒ(α) проходит через начало координат. Для несимметричных профилей нулевая подъемная сила будет при отрицательном угле атаки, т.е. угол α₀ < 0.

Дата добавления: 2015-05-08; Просмотров: 1306; Нарушение авторских прав?; Мы поможем в написании вашей работы!