ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Обтекание крыла самолета из "Физические основы механики " Для полета самолета необходимо, чтобы при движении в горизонтальном направлении на крылья самолета со стороны воздуха действовала подъемная сила, направленная вертикально вверх. Как мы убедились при рассмотрении обтекания цилиндра, на цилиндр может действовать лобовое сопротивление (при наличии сил вязкости), но подъемная сила не возникает. [c.554] Условия, при которых могут возникать лобовое сопротивление и подъемная сила, легко сформулировать, исходя из самых общих соображений. Если на обтекаемое тело со стороны обтекающего его потока действует какая-либо сила, то по третьему закону Ньютона со стороны обтекаемого тела на поток должна действовать сила, равная по величине и противоположная по направлению силе, действующей на обтекаемое тело. Следовательно, если на обтекаемое тело действует лобовое сопротивление, то на поток со стороны тела действует сила, направленная навстречу потоку. Эта сила будет уменьшать скорость потока, не изменяя его направления. Если же на обтекаемое тело действует подъемная сила, направленная перпендикулярно к потоку вверх, то со стороны обтекаемого тела на поток должна действовать сила, направленная перпендикулярно к потоку вниз. Эта сила, не изменяя скорости потока, будет отклонять направление потока вниз. [c.554] Естественно, что при обтекании цилиндра вследствие полной симметрии не может возникнуть отклонение потока вниз, а значит, на цилиндр не может действовать подъемная сила. Поэтому для того, чтобы могла возникнуть подъемная сила, должна быть нарушена симметрия либо формы крыла самолета, либо его положения относительно набегающего потока. [c.554] Это позволит нам рассматривать бесконечно длинное крыло, а затем в результатах рассмотрения учесть то обстоятельство, что крыло имеет конечную длину. [c.555] Картина обтекания крыла потоком существенно зависит от расположения крыла по отношению к потоку. Профиль крыла, который мы будем рассматривать, не имеет плоскости симметрии, поэтому для характеристики положения крыла по отношению к потоку приходится условно выбирать ту плоскость, относительно которой отсчитывается угол, образуемый крылом с направлением потока. Этот угол а (рис. 334) мы и будем принимать за угол атаки. [c.555] Выбранный нами профиль крыла таков, что передняя кромка крыла имеет форму цилиндра. Это позволяет нам, пользуясь полученными выше результатами изучения обтекания цилиндра, сделать некоторые заключения о характере обтекания передней кромки крыла и о распределении давлений со стороны потока на верхнюю и нижнюю поверхности крыла. Поскольку вся картина обтекания крыла суш,ественно зависит от величины угла атдки и при больших углах атаки эта картина сильно усложняется, мы будем рассматривать обтекание крыла при небольших углах атаки (5°—10°). [c.555] Такое распределение, полученное эк спериментально, изображено на рис 336. Давление под крылом оказывает ся повышенным по сравнению с дав лением в набегающем потоке, а давление над крылом -Р пониженным по сравнению с давлением в набегающем потоке. Результирующая этих сил, направленная вверх, —это и есть подъемная сила. Повышенное давление у передней кромки крыла создает лобовое сопротивление. Ясно, что крылья самолета тем лучше будут выполнять свое назначение, чем большую подъемную силу они позволят развивать и чем меньше при этом будет лобовое сопротивление. Поэтому качество крыла определяется отношением подъемной силы к лобовому сопротивлению. [c.556] Вернуться к основной статье