ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Подъемная сила и лобовое сопротивление из "Физические основы механики " Но с увеличением угла атаки резко понижается давление над крылом, и поэтому подъемная сила сначала быстра растет с увеличением угла атаки. Однако, когда угол атаки достигает некоторой определенной величины (для рассматриваемого профиля—около 15 ), картина обтекания резко меняется. Условия обтекания передней верхней части крыла при больших углах атаки становятся сходными с условиями обтекания задней стороны цилиндра, и, так же как в случае цилиндра, обтекающий поток отрывается от крыла уже не у самой задней кромки позади крыла образуется завихренное пространство. С увеличением угла атаки точка отрыва потока быстро перемещается от задней кромки крыла к передней. [c.556] При угле атаки, равном нулю, для рассматриваемого профиля еще будет существовать некоторая подъемная сила, так как давление под крылом будет такое же, как в набегающем потоке, а над крылом давление будет понижено. Подъемная сила обратится в нуль только при некотором небольшом отрицательном угле атаки. Дальнейшее увеличение отрицательного угла атаки вызовет появление отрицательной подъемной силы , направленной вниз. [c.557] Для поведения тел в потоке существенную роль играет направление, вдоль которого действует результирующая сил давления. Определяется это направление из условия, что геометрическая сумма моментов сил давления на все элементы поверхности тела должна быть равна моменту результирующей силы (относительно любой оси). [c.557] В обычных профилях точка приложения подъемной силы с увеличением угла атаки приближается к передней кромке крыла. [c.559] Примерно так же обстоит дело с крылом самолета. Положение вдоль потока для отдельно взятого крыла оказывается неустойчивым. Поэтому в конструкцию самолета приходится вводить специальные элементы, которые устраняют эту неустойчивость (см. 133). [c.559] Выще мы рассматривали обтекание крыла бесконечной длины , т. е. не учиты-, вали явлений, происходящих у концов крыла. Эти явления сказываются на величине подъемной силы и лобового сопротивления следующим образом. Для упрощения картины положим, что концы крыла ограничены вертикальными плоскостями (рис. 34)), которые мы будем называть торцами крыла. Когда возникает подъемная сила, то это значит, что под крылом установилось более высокое давление, чем над крылом. Поэтому у торца крыла возникает движение воздуха снизу вверх, как указано стрелками на рис. 341. Это движение воздуха у торцов крыла изменяет распределение скоростей, а следовательно, и распределение давлений в потоке, обтекакхдем крыло. [c.559] Перетекание воздуха снизу вверх у торцов крыла происходит тем более интенсивно, чем больше разность давлений под крылом и над ним, т. е. чем больше угол атаки. Вследствие этого при увеличении угла атаки лобовое сопротивление для крыла конечного размаха растет гораздо быстрее, чем для крыла бесконечной длины. Ясно, что эти явления сказываются тем меньше, чем больше длина крыла по отношению к его ширине, т. е. чем больше относительный размах крыла. С точки зрения уменьшения лобового сопротивления выгодно применять крылья с большим относительным размахом. [c.560] Коэффициент подъемной силы Су с увеличением угла атаки растет сначала быстро, а затем медленнее и после критического угла атаки начинает падать. Коэффициент лобового-ттопротивления растет сначала медленно, а затем быстрее. На рис. 343 приведены графики зависимости и Су от угла атаки а для одного из типов крыльев, применяемых в авиации. Так как во всей области практически применяемых углов атаки величина С много меньше, чем Су, то для того, чтобы обе кривые удобно было нанести в одном масштабе, на графике отложена величина 5Сх. От крыла самолета требуется большая подъемная сила при малом лобовом сопротивлении. Крыло тем лучше будет удовлетворять этому требованию, чем больше величина ft = Су/С , которая поэтому называется качеством крыт. [c.560] Вернуться к основной статье