Линии тока воздуха и трубка тока.

⇐ ПредыдущаяСтр 2 из 28Следующая ⇒

Линии тока воздуха - это траектории движения воздушных частиц при стационарном обтекании. Если расстояние между соседними линиями тока уменьшается, то это говорит о том, что скорость течения в данном месте увеличивается и наоборот.

Трубка тока – это воображаемая труба со стенками из линий тока воздуха. Весь воздух внутри трубки тока перемещается только вдоль трубки и не выходит за её боковые границы.

Таким образом, можно визуализировать течение воздуха возле обтекаемой поверхности.

Глава 4 Дозвуковое течение воздуха

Используемые термины.

Профиль – контур, позволяющий получить подъёмную силу с относительно высокой эффективностью.

Линия хорды – прямая линия, соединяющая переднюю и заднюю кромки профиля.

Хорда – длина линии хорды.

Угол установки крыла – угол между хордой крыла и горизонтальной осью самолета. Этот угол фиксирован для крыла, но может быть переменным для стабилизатора.

Средняя линия – линия, соединяющая переднюю и заднюю кромки и равноудалённая от верхней и нижней границы профиля.

Максимальная кривизна профиля – максимальное расстояние между средней линией и линией хорды. Это расстояние выражается в процентах от длины хорды. Также указывается координата точки максимальной кривизны от передней кромки, тоже выраженная в процентах от хорды. Если средняя линия выше линии хорды – кривизна считается положительной и наоборот. У симметричных профилей кривизна равна нулю.

Толщина профиля. Толщина и координата точки максимальной толщины профиля выражаются в процентах от длины хорды. Эти величины имеют очень большое влияние на характеристики воздушного потока.

Радиус закругления передней кромки – оказывает существенное влияние на первоначальное обтекание профиля.

Невозмущённый поток воздуха ( Relative ). Имеет три характеристики:

- Направление. Воздух движется в направлении противоположном направлению движения центра масс самолета, независимо от направления продольной оси самолёта.

- Состояние. Воздух находится в невозмущённом присутствием самолёта состоянии.

- Скорость потока определяется истинной (TAS) скоростью самолёта.

Если поток воздуха не соответствует всем трём пунктам, то это уже местный, возмущённый поток ( Effective ).

Результирующая сила – полная аэродинамическая сила, действующая на профиль.

Центр давления ( СР ) – точка на хорде, через которую действует подъёмная сила.

Подъёмная сила – поперечная составляющая полной аэродинамической силы по отношению к направлению набегающего потока.

Лобовое сопротивление – продольная составляющая полной аэродинамической силы по отношению к направлению набегающего потока.

Угол атаки ( a ) – угол между хордой крыла и направлением невозмущённого потока. Если поток уже возмущённый, то этот угол называют эффективным углом атаки.

Обтекание самолёта.

С точки зрения картины обтекания самолёта совершенно безразлично - самолет движется через неподвижный воздух или движущийся воздух обтекает неподвижный самолёт. Важна только скорость движения их относительно друг друга.

Трёхмерное обтекание самолёта. Реальная картина обтекания трёхмерная и будет рассмотрена позднее.

Двухмерная картина обтекания профиля – упрощённая схема обтекания, предполагающая, что нет перепада давления и течения воздуха вдоль размаха крыла.

Двухмерное обтекание профиля.

Когда поток приближается к профилю, он разворачивается вверх, увлекаемый зоной низкого давления над профилем. Это называется скос потока вверх (upwash). После прохождения над профилем поток возвращается к своему первоначальному положению и состоянию. Это называется скос потока вниз (downwash).

Влияние скоростного напора.

Если рассмотреть обтекание профиля при одном и том же угле атаки, то при увеличении скоростного напора потока разрежение будет усиливаться, а значит, будет увеличиваться подъёмная сила.

Влияние угла атаки.

При постоянном скоростном напоре, но увеличивающемся угле атаки (приблизительно до 16°) будет увеличиваться перепад давлений между верхней и нижней частью профиля и, одновременно, будет меняться картина распределения давления.

Кроме угла атаки на распределение местных скоростей потока, а значит, и распределение давлений по профилю влияет его геометрия. Геометрия профиля определяется распределением толщины и кривизны профиля по длине хорды.

Наибольшей величины давление достигает в точке торможения потока, где относительная скорость потока равна нулю. Эта точка находится недалеко от передней кромки профиля. При отрицательных углах атаки она находится немного выше передней кромки и по мере роста угла атаки она смещается по направлению к нижней поверхности профиля. Поток воздуха, подходя к точке торможения, делится на поток над и под профилем. Давление в точке торможения равно полному давлению.

Поток, проходящий над профилем, быстро разгоняется вокруг носовой части профиля, образуя зону разрежения. Темп ускорения потока существенно увеличивается при увеличении угла атаки (вплоть до, приблизительно 16°). Любая помеха в этой области, такая как отложение льда, снега, инея или грязь и т.п., может существенно воспрепятствовать разгону потока воздуха.

При дальнейшем прохождении воздуха над спинкой профиля поток снова замедляется и давление повышается до статического давления невозмущённого потока в районе задней кромки.

Поток, проходящий под профилем, немного разгоняется и вновь тормозится, образуя небольшую зону разрежения (при углах атаки до 8°).

Разница давлений между точкой торможения потока и задней кромкой профиля создаёт силу, направленную против движения самолёта и называемую профильным сопротивлением. Она будет рассмотрена позже.

Рассмотрим обтекание профиля на характерных углах атаки:

Угол атаки около -4°.

Разрежение над и под профилем одинаковое, перепад давлений отсутствует. Профиль находится на «угле атаки нулевой подъёмной силы».

Малые углы атаки (0° ¸ 8°).

Разрежение, возникающее над верхней поверхностью профиля больше, чем под нижней поверхностью. Профили с положительной кривизной создают подъёмную силу даже на малых отрицательных углах атаки (от -4° до 0°).

Большие углы атаки (8° ¸ 16°).

При увеличении угла атаки подъёмная сила увеличивается из-за разгона потока над верхней поверхностью, который усиливается, потому что уменьшается площадь походного сечения местной трубки тока воздуха. При этом «пик» разрежения движется по направлению от задней к передней кромке.

Наибольшую роль в создании подъёмной силы играет верхняя поверхность крыла.

⇐ Предыдущая 123 4 5 6 7 8 9 10 Следующая ⇒