Підйомна сила крила

підйомну силу

a можна розглядати як реакцію повітря, що виникає при поступальному русі крила. Тому вона завжди перпендикулярна напрямку вектора швидкості незбуреного потоку, що набігає (див. Рісунок3.14-1).

Рісунок3.14-1 Підйомна сила крила

Підйомна сила може бути позитивною, якщо вона спрямована в бік позитивного напрямку вертикальної осі

(Рісунок3.14-1, б), і негативною, якщо вона спрямована в протилежний бік (Рісунок3.14-1, в). Це можливо на негативному куті атаки, наприклад, в перевернутому польоті.

Причиною виникнення підйомної сили є різниця давленіявоздуха на верхній і нижній поверхнях крила (Рісунок3.14-1, а).

Симетричні профілі при нульовому куті атаки не створюють підйомної сили. У несиметричних профілів підйомна сила може бути дорівнює нулю тільки при деякому негативному куті атаки

.

Вище була наведена формула підйомної сили.

.

Формула показує, що підйомна сила залежить:

Для більш точного розрахунку підйомної сили крила використовується "вихрова теорія" крила. Така теорія була розроблена Н.Є. Жуковським в 1906 р Вона дає можливість знайти теоретичним шляхом найбільш вигідні форми профілю і крила в плані.

Як видно з формули підйомної сили, при незмінних

іS підйомна сила пропорційна квадрату швидкості потоку. Якщо при цих же умовах швидкість потоку буде постійною, то підйомна сила крила залежить тільки від кута атаки і відповідної йому величини коефіцієнта .

При зміні кута атаки α буде зміняться тільки коефіцієнт підйомної сили

.

Залежність коефіцієнта підйомної сили від кута атаки. Залежність коефіцієнта підйомної сили CY від кута атаки зображується графіком функції

= Ƒ (α) (Рісунок3.15).

Перед побудовою графіка проводиться продування моделі крила в аеродинамічній трубі. Для цього крило закріплюється в аеродинамічній трубі на аеродинамічних вагах і встановлюється постійна швидкість потоку в робочій частині труби (см.Рісунок2.8).

Малюнок 3.15. залежність коефіцієнта

від кута атаки

Потім коефіцієнти CY на відповідних кутах атаки розраховуються за формулою: CY =

.

де Y -под'емная сила моделі крила;

q -скоростной натиск потоку в аеродинамічній трубі;

S-площа крила моделі.

Аналіз графіка показує:

-На малих кутах атаки зберігається безвідривне обтікання крила, тому залежність

= Ƒ (α) прямолінійна, має постійний кут нахилу. Це означає, що коефіцієнт CY збільшується пропорційно збільшенню кута атаки α.

-На великих кутах атаки посилюється діффузорний ефект на верхній поверхні крила. Відбувається гальмування потоку, тиск знижується повільніше, починається більш різке підвищення тиску уздовж профілю крила. Це викликає відрив прикордонного шару від поверхні крила (см.Рісунок2.4).

Зрив потоку починається на верхній поверхні крила - спочатку місцевий, а потім загальний. Лінійна залежність

= Ƒ (α) порушується, коефіцієнтзбільшується повільніше, і після досягнення максимуму (max) починає зменшуватися.

Кут атаки, при якому коефіцієнт

має максимальне значення, називається критичним кутом атаки αкр.

Критичний кут атаки αкр крил сучасних літаків становить від 15 до 20 °.

За допомогою графічної залежності

= Ƒ (α) можна також оцінити вплив кривизни профілю.

Для несиметричних профілів графік 1 зміщений вліво по відношенню до графіка 2 для симетричного профілю. Це означає, що для будь-якого кута атаки коефіцієнт

для несиметричного профілю більше, ніж для симетричного (див. Малюнок 3.15).

Кут атаки, при якому

= 0, тобто підйомна сила не створюється, називається кутом атаки нульової підйомної сили α0.

Для симетричних профілів кут α0 = 0. крива

= Ƒ (α) проходить через початок координат. Для несиметричних профілів нульова підйомна сила буде при негативному куті атаки, тобто уголα0<0 .