Подъёмная сила создаётся перепадом давления между верхней и нижней поверхностями профиля. Более важную роль здесь играет верхняя поверхность.

Лёд, снег, иней, грязь, отверстия и даже капли воды, которые меняют профиль передней части верхней поверхности профиля, могут нарушать разгон потока в этой области и уменьшить подъёмную силу.

Центр давления профилей, имеющих кривизну, с увеличением угла атаки смещается вперёд.

Центр давления симметричных профилей не перемещается (в пределах «нормальных» углов).

В пределах «нормальных» углов атаки пикирующий момент подъёмной силы относительно фокуса не меняется.

Профильное сопротивление (сопротивление давления) создаётся перепадом давлений между точкой торможения потока (полное давление) и задней кромкой профиля (статическое давление невозмущённого потока).

При возрастании скоростного напора будет расти профильное сопротивление и наоборот.

 

Глава 5 Подъёмная сила

 

Коэффициент аэродинамической силы.

 

Аэродинамические силы зависят от многих факторов. Наиболее важные из них:

-Скорость и плотность потока (они определяют скоростной напор ½ r V²).

Скоростной напор является главным фактором, определяющим, какой перепад давления возникнет на обтекаемой поверхности, поскольку оно определяет кинетическую энергию движущейся массы воздуха (KE = ½ m V²);

-Геометрия профиля и угол атаки (они определяют распределение давления по профилю и, соответственно, С_у и С_х);

-Площадь поверхности (S). Чем больше площадь поверхности, на которой создан заданный перепад давления, тем больше будет полученная сила;

-Состояние поверхности;

-Эффект сжимаемости воздуха (будет рассмотрен позже).

Любая аэродинамическая сила может быть найдена из уравнения: F = Q C_F S;

где Q – скоростной напор, C_F – коэффициент аэродинамической силы и S – площадь.

 

Основное уравнение подъёмной силы.

 

Подъёмной силой называется составляющая полной аэродинамической силы, направленная поперёк направления движения самолёта (невозмущённого набегающего потока). Она является результатом перепада давлений, возникающего между нижней и верхней поверхностями крыла.

Уравнение подъёмной силы: Y = ½ r V² C_y S.

Правильное понимание этой формулы является важным элементом понимания

принципов полёта.

 

 

 

 

Аэродинамическое качество (L/D) – это отношение подъёмной силы к силе лобового сопротивления. Максимальное качество достигается на определённом угле атаки. Для современных крыльев этот угол равен приблизительно 4°. Обратите внимание, что максимальный С_у и минимальный С_х не реализуются на угле максимального качества.

 

С подъёмом на высоту плотность воздуха уменьшается, и чтобы обеспечить постоянство массового расхода воздуха, обтекающего крыло, необходимо увеличивать скорость. На высоте 40000 футов плотность воздуха в четыре раза меньше плотности на уровне моря.

Поэтому для поддержания постоянства подъёмной силы, при всех остальных факторах неизменных, требуется увеличить истинную скорость самолёта в два раза.

При полёте на постоянной высоте (постоянная плотность воздуха), если мы увеличим скорость полёта вдвое, то для постоянства подъёмной силы нам будет необходимо уменьшить коэффициент подъёмной силы (С_у) в 4 раза, то есть уменьшить угол атаки.

Приборная скорость полёта пропорциональна квадратному корню из скоростного напора: IAS ~ Ö Q

При малых числах М приборная скорость пропорциональна истинной: IAS ~ TAS.

 

С помощью формулы подъёмной силы можно выполнить множество прикладных расчётов. Например, скорость полёта на 30% выше минимальной скорости горизонтального полёта и нужно узнать коэффициент подъёмной силы в процентах от максимальной величины.

Из формулы подъёмной силы мы видим, что при постоянных r и S, C_y ~ 1/ V².

Подставив в значение V величину 1, 3, получим 0, 59. То есть на скорости 1, 3 от минимальной горизонтального полёта, наш С_у будет 59% от С_{у макс}.

При выполнении расчётов по формулам все величины должны быть приведены в систему СИ.

 

График подъёмной силы.

 

Этот график изображает зависимость С_у от угла атаки.

На данном рисунке изображен график подъёмной силы для симметричного профиля, потому что нулевому углу атаки соответствует нулевой С_у.

Из графика видно, что С_у растёт пропорционально росту угла атаки вплоть до С_{у макс}, что соответствует «критическому» углу атаки. При дальнейшем увеличении угла атаки плавное обтекание профиля становится невозможным. Происходит срыв потока и подъёмная сила уменьшается.

 

⇐ Предыдущая12345678910Следующая ⇒

Поделиться:

Популярное:

1. Cоучастие ст.32 УК РФ – умышленное совместное участие двух или более лиц в совершении умышленного преступления.
2. I. Изменения верхней части политической стратификации
3. II. Международные экономические отношения . . 49
4. II. НАЦИОНАЛЬНАЯ ОХРАНА И МЕЖДУНАРОДНАЯ ОХРАНА КУЛЬТУРНОГО И ПРИРОДНОГО НАСЛЕДИЯ
5. II.4.1 Гидравлический расчет кольцевых газовых сетей высокого давления
6. II.II.II Роль Городецкого краеведческого музея в культурной жизни города
7. IV. Контроль за рассмотрением обращений граждан
8. IV. Налоговая декларация и налоговый контроль
9. IV. РАБОТА МЕЖДУНАРОДНОЙ КОНФЕРЕНЦИИ
10. Lex mercatoria в практике международного коммерческого арбитража.
11. V. 12. МЕСТО И РОЛЬ РОССИИ В МИРОВОЙ КУЛЬТУРЕ
12. V1: Потребности и их роль в экономической организации общества