ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Обтекание крыла потоком несжимаемой жидкости из "Прикладная газовая динамика Издание 2 " Седов Л. II., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики. Гостехиздат, 1950. [c.370] Введём понятие эквивалентной пластинки, т. е. пластинки, дающей ту же подъёмную силу, что и данный профиль при равном угле атаки. [c.371] Таким образом, определение коэффициента подъёмной силы профиля можно свести к отысканию величины и направления аэродпнамической хорды профиля. [c.372] Существуют расчётные методы, по которым можно найти для любого заданного профиля не только величины т , и но также и распределение скорости (и давления) по поверхности профиля ). Эти методы основаны на решении задачи способом последовательных приближений и требуют довольно громоздких расчётов. [c.372] В этой формуле ) один из множителей учитывает кривизну профиля, а другой множитель —его толщину. Нанравление нулевой подъёмной силы может быть с достаточной точностью определено как параллельное прямой, проходящей через заднюю кромку профиля и точку пересечения осевой дуги с нормалью, восставленной в середине хорды. [c.372] Аэродинамическая схе-д а крыла конечного размаха с П-образным вихрем постоянной циркуляции. [c.373] Опыты прекрасно подтверждают описанную гидродинамическую схему крыла конечного размаха. Принимая во внимание действие сбегающих с концов крыла вихрей, удаётся определить влияние размаха крыла на его аэродинамические свойства. [c.373] В случае крыла бесконечного размаха (л = сс) угол скоса равен нулю (Да = 0), т. е. истинный угол атаки равен кажущемуся (а). Чем меньше относительный размах крыла тем больше угол скоса потока, т. е. тем меньше истинный угол атаки. [c.376] Таким образом, влияние конечности крыла сказывается в появлении. особого рода индуктивного) сопротивления даже в случае обтекания крыла идеальной жидкостью. [c.376] Коэффициент индуктивного сопротивления зависит только от величин Су и X, т. е. не зависит неносредственно от формы профиля. Ввиду того, что коэффициент подъёмной силы согласно формуле (35) пропорционален аэродинамическому углу атаки, коэффициент индуктивного сопротивления пропорционален квадрату угла атаки. [c.376] В случае крыла эллиптической формы в плане поправки равны нулю (т = О, 8 = 0). [c.377] До сих нор мы рассматривали обтекание крыла идеальной жидкостью. Изложим некоторые соображения о влиянии вязкости. Вязкость жидкости вносит изменения в картину течения и приводит к различию между выводами теории потенциального обтекания крыла и экспериментальными данными. Влияние вязкости в случае хорошо обтекаемых тел сказывается лишь в тонком пограничном слое, вне которого движение можно считать потенциальным, т. е. безвихревым. [c.377] В главе VI рассмотрено подробно обтекание с трением плоской пластины, расположенной параллельно направлению потока в этом случае давление в потоке практически не изменяется нри обтекании же крыла давление около его поверхности существенно изменяется. Исходя из этого, всё течение вблизи крыла следует разделить на два основных участка конфузорный участок. [c.377] Как видим, разница между теоретическими и экспериментальными данными в распределении давления имеется только в кормовой части профиля, причём она увеличивается с толщиной профиля. Этот результат справедлив не только при нулевом угле, но также и при малых углах атаки. [c.378] Здесь множитель 2 при учитывает трение на двух сторонах пластины. [c.380] Приведённые расчёты показали, что для ламинарного режима 7 = 0,001, для чисто турбулентного режима С = 0,0049, для смешанного = 0,0036. [c.384] Согласно графику фиг. 187 коэффициент трения при относительной толш нне профиля с = 0.1506 равен С = 0,007. Это значение совпадает с удвоенным значением (для обоих сторон профиля) для смешанного режима течения. [c.384] В случае профиля большой толщины градиент давления становится настолько большим, что возникает отрыв пограничного слоя в диффузорной части крыла, причём увеличение относительной толщины приводит к перемещению точки отрыва по направлению к носику профиля. [c.384] Перейдём к вопросу о влиянии вязкости на подъёмную силу. Типичная экспериментальная кривая Су (а) профиля изображена на фиг. 191. На фиг. 192 представлены кривые Су(а) для серии винтовых профилей различной толщины. [c.385] В начале экспериментальной кривой С (а) имеется значительный прямолинейный участок, как это пол5гчалось и в потенциальном обтекании при критическом значении угла атаки а р коэффициент подъёмной силы достигает максимума (С = Сутах) после чего наблюдается падение величины Су с увеличением угла атаки. Резкое отклонение зависимости С (а) от линейной при больших углах атаки вызывается отрывом пограничного слоя, который с увеличением угла атаки распространяется на всё большую часть верхней поверхности профиля (фиг. 193). [c.385] Вернуться к основной статье