ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Сведения по теории индуктивного сопротивления из "Расчет и конструирование планера " Следовательно, всякое изменение скорости потока связано с изменением его поперечного сечения. Как видно из фиг. 6, поток на своем пути, т. е. на верхней и нижней поверхностях профиля встречает не одинаковые условия движения. На верхней поверхности профиля крыла, благодаря большей вогнутости, поток суживается, скорость потока увеличивается, вызывая уменьшение давления. На нижней же поверхности поток двигается с меньшей скоростью, благодаря чему увеличивается давление. Таким образом на верхней поверхности профиля имеем зону пониженного давления, или депрессии, которая подсасывает крыло вверх, и на нижней поверхности— зону повышенного давления, вытесняющую крыло в том же направлении. При расчете крыла на прочность эти силы суммируются, т. е. заменяются одной силой, действующей вверх и приложенной к хорде профиля крыла. [c.17] Скорости движения циркуляционного и потенциального потоков складываются, в результате чего скорость на верхней поверхности крыла возрастает, так как направление скоростей совпадает, а на нижней падает за счет обратного направления скорости циркуляционного потока. Неравенство скоростей вызывает разность давлений на верхней и нижней поверхностях крыла, в результате чего появляется на крыле подъемная сила, направленная перпендикулярно к потоку. [c.18] У — скорость невозмущенного потока в л/сек L — размах крыла в м. [c.18] Направление силы Р получается поворотом вектора скорости на прямой угол в сторону, обратную циркуляции. [c.19] Такое закручивание потока получается ввиду разности давлений, когда на конце крыла воздух стремится перейти из области повышенного давления в область пониженного давления, т. е. снизу вверх. [c.19] Вихревые усы создают в пространстве между ними, т. е. на всей задней кромке крыла, дополнительную скорость, направленную вниз (фиг. 8). Дополнительная скорость У изменяет первоначальное направление потока на угол Да, и крыло начинает работать в потоке с направлением V вместо первоначального направления и (фиг. 9). Угол Ла, на который изменяется направление потока, носит название скоса потока от самоиндукции. [c.19] Таким образом величина дополнительной скорости обратно пропорциональна расстоянию сечения от конца крыла. Максимальную величину она будет иметь на конце крыла и минимальную на средине крыла, распределяясь по размаху по закону гиперболы (фиг. 10). [c.20] При отклонении потока на угол Да подъемная сила крыла Р также отклоняется от своего первоначального направления на угол Да, стараясь быть перпендикулярной новому направлению потока. Отклонение силы Р от первоначального направления создает слагающую Силу Q , направленную против движения крыла (фиг. 11). Сила Р,- носит название индуктивного Сопротивления крыла. [c.20] В крыле бесконечно большого размаха индуктивное сопротивление отсутствует, так как вызывающие его дополнительная скорость W и скос потока Да будет отсутствовать. [c.20] На поляре Лилиенталя эти сопротивления откладываются в виде отрезков С,- от оси координат до параболы индуктивного сопротивления и отрезков Ср — от параболы до поляры (фиг. 12). [c.21] По поляре Лилиенталя можно судить об обтекаемости профиля. У хороших профилей крыла поляра Лилиенталя вдет почти эквидистантно параболе индуктивного сопротивления на всем диапазоне летных углов. [c.22] Момент резкого отхода поляры от параболы индуктивного сопротивления указывает на начало срыва обтекания, т. е. на появление вихрей. На небольших углах атаки профильное сопротивление будет Складываться из сил трения, так как вихреобразование будет отсутствовать. Для тонких профилей величина Ср равна 0,004—0,006 и Для толстых Ср — 0,006—0,008. [c.22] Вернуться к основной статье