ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Крыло из "Гидроаэромеханика " Совершенно иначе ведут себя тела округленной формы. На поверхности таких тел нельзя заранее указать вполне определенные места, в которых обязательно, при всех условиях, происходил бы отрыв потока. Для таких тел положение места отрыва определяется явлениями, происходящими в обычно тонком пограничном слое (см. 6 и 7), следовательно, оно очень сильно зависит от таких, казалось бы, второстепенных обстоятельств, как, например, легкая шероховатость поверхности тела, большая или меньшая завихренность притекающей жидкости и т. п. [c.259] Все эти обстоятельства, влияя на положение места отрыва потока, тем самым влияют на размеры и мощность вихревой системы, образующейся позади тела, следовательно, и на величину сопротивления тела. Больше всего величина сопротивления зависит от того, является ли течение в пограничном слое до самого места отрыва ламинарным или же оно, не доходя до места отрыва или в самом месте ламинарного отрыва, делается турбулентным. Как уже было упомянуто в 6, в последнем случае место окончательного отрыва потока отодвигается далеко назад — к кормовой части тела, вследствие чего сопротивление значительно уменьшается. [c.259] Зависимость коэффициента сопротивления от числа Рейнольдса для круглых пластинок, шаров и цилиндров графически изображена на рис. 148. [c.261] Свободно падающие тела при больших числах Рейнольдса часто совершают неравномерные вторичные движения, что значительно увеличивает их сопротивление . [c.262] Для тела вращения, изображенного на рис. 149, коэффициент сопротивления равен, согласно опытам, с = 0,04, следовательно, сопротивление этого тела в 28 раз меньше сопротивления круглой пластинки с таким же диаметром. Для стержня, поставленного своей осью поперек потока и имеющего поперечное сечение, изображенное на рис. 150, коэффициент сопротивления равен от с = 0,06 до 0,08 (при числе Рейнольдса =и 50 000). [c.263] Для скоростных самолетов чрезвычайно важно, чтобы сопротивление трения крыльев было возможно меньше. Из рис. 152 ясно, что это сопротивление можно очень сильно понизить, если добиться сохранения ламинарного течения на значительном протяжении крыла. Решение этой задачи облегчается тем, что сохранить ламинарным поток, в котором скорость увеличивается, легче, чем поток, в котором скорость уменьшается. Следовательно, профиль крыла должен иметь такую форму, чтобы максимальная скорость обтекающего потока получалась возможно дальше от передней точки профиля. Для этого, в свою очередь, необходимо, чтобы место наибольшей толщины профиля лежало возможно ближе к его концу. Всякого рода выступы и неровности, даже небольшие, впереди этого места недопустимы. При помощи такого рода ламиниризованных профилей удалось сохранить пограничный слой ламинарным до чисел Рейнольдса около 3 10 . [c.266] Сопротивление трения круглых пластинок, вращающихся в своей плоскости, будет рассмотрено в 11 гл. V. [c.267] В прежние годы при конструировании самолетов обычно стремились получить возможно большую подъемную силу. В настоящее время главными требованиями, предъявляемыми к самолету, являются высокая скорость полета и легкая управляемость. Эти требования привели к разработке новых типов профилей, некоторые из которых изображены на рис. 155. Самый нижний из них имеет особенно малое лобовое сопротивление, следовательно, он особенно пригоден для скоростных самолетов. [c.268] Отличительной особенностью профилей, удовлетворяющих требованию легкой управляемости самолета, является неизменное положение центра давления на крыле (см. ниже, стр. 272). [c.268] Картина течения вокруг крыла зависит от угла атаки а, поэтому коэффициенты с и с , а следовательно, на основании формул (89), также коэффициенты с и являются функциями угла атаки а. На рис. 158 показано типичное изменение этих функций для самого верхнего из профилей, изображенных на рис. 155, причем для случая, когда отношение размаха крыла к его ширине равно 5 1. В области углов атаки от А ло В обтекание крыла происходит плавно, т.е. поток на всем протяжении крыла прилегает к нему (рис. 159). Наоборот, в области углов атаки, лежащих слева от Л и справа от В, обтекание крыла происходит с отрывом потока на нижней или верхней его поверхности (рис. 160). Пространство между оторвавшимся потоком и поверхностью крыла заполняется вихрями, поэтому, как только возникает отрыв, лобовое сопротивление значительно повышается, а подъемная сила, наоборот, значительно понижается. [c.270] Коэффициент е, называется коэффициентом момента. Зависимость его от коэффициента подъемной силы Са изображена на рис. 161 штрих-пунктирной кривой (значения с отложены по оси абсцисс). Представление коэффициента в виде функции от Са удобно потому, что коэффициент Са в технически важной области углов атаки, при которых обтекание крыла происходит плавно, увеличивается с возрастанием угла атаки очень равномерно. Вторая причина, почему в качестве независимой переменной берутся значения Са, выяснится в дальнейшем, в 17. [c.273] На рис. 162 показано распределение давления на нижней и верхней сторонах профиля, сходного со средним из профилей, изображенных на рис. 154, при обтекании под углами атаки в 0 6 12 и 18°. При обтекании под углом атаки в 18° происходит отрыв потока на верхней стороне профиля. На этой стороне вблизи передней точки давление понижается на величину, примерно в три раза большую динамического давления в передней точке. На нижней стороне профиля максимальное увеличение давления, не превышает, как это следует из уравнения Бернулли, однократной величины динамического давления в передней точке. [c.274] Заслуживает упоминания следующее обстоятельство, связанное с отрывом потока от крыла процесс отрыва требует известного времени. Именно поэтому, как впервые экспериментально обнаружил Крамер при внезапном увеличении угла атаки до значения, большего критического, поток в течение короткого промежутка времени еще продолжает прилегать к поверхности крыла, вследствие чего достигается подъемная сила, значительно большая ее значения на предкритическом угле атаки. Только по прошествии определенного времени подъемная сила понижается до своего критического значения. Внезапное резкое увеличение угла атаки наблюдается в условиях действительного полета при вертикальных порывах ветра обусловленное этим резкое увеличение подъемной силы приводит к большому вертикальному ускорению, которое вызывает неприятное ощущение у пассажиров самолета. Подробности рассмотренного явления и других, связанных с ним явлений, очень тщательно изучены Фарреном . [c.276] Теоретическое исследование подсасывающей силы важно, с одной стороны, для разъяснения рассмотренного парадокса, а, с другой стороны, для правильного понимания роли, которую играет закругление переднего конца профиля. У хорощо закругленных профилей подсасывающая сила всегда дает заметный эффект так, например, часто наблюдается, что при продувке профиля под углом атаки в 6° результирующая сила сопротивления отклонена от вертикали только на 2°. [c.282] Вернуться к основной статье