┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 11

Ответ: С„= 0,11; С„= 0,017. 'Задача ш Найти наивыгоднейший угол атаки и наилучшее качество. Задача 4. Найти угол атаки с качеством, равным качеству критического угла. О т в е т.' к = Оо, 34. Аэродинамическое подобие и число Рейнольдса Аэродинамические испытания частей и моделей самолетов должны производиться таким образом, чтобы сохранялось аэродинамическое подобие.

Однако одного геометрического подобия между моделью и самолетом оказывается для этого недостаточно, необходимо соблюдение еще и других условий. Причиной этого является то обстоятельство, что чем меньше размеры тела или модели, омываемой потоком воздуха, тем сильнее сказывается трение воздуха, влияя не только на величину сопротивления, но и на характер обтекания.

Летящая пчела испытывает сопротивление, обусловленное главным образом вязкостью воздуха и силами трения; полет же самолета сопровождается главным образом инерционными силами сопротивления воздуха. Эти два случая полета не являются аэродинамически подобными. Но если бы при полете пчелы сила трения имела такое же относительное значение, как и при полете самолета, и также сказывалась на характере обтекания„ то налицо было бы аэродинамическое подобие. Аэродинамической характеристикой„ с помо|цью которой можно установить подобие двух случаев движения тел, являются числа Рейнольдса. Число Рейпольдса выражается формулой: й =— е где У вЂ” скорость потока; 1 — величина, характеризующая линейные размеры, например: длину, ширину или диамстр тела; э в кинемьтический коэфициент вязкости воздуха, равный мь при нормальных условиях 0,0000145— век ' Таким образом, мы видим, что число Рейнольдса зависит от трех величия: размеров тела 1, скорости его движения Ъ" и кинематического коэфициента вязкости воздуха и Аэродинамическое подобие сохраняется в том случае, если числа Рейнольдса у модели и у самолета будут равны: ~Ч Кй ь ч1 Не трудно видеть, что достичь этого можно только за счет увеличения скорости потока.

В самом деле, уменьшение 1 вызывает уменьшение Й;, последнее может сохранить свое значение лишь в том случае, если Р будст соответственно увеличено. Допустим„что имеется модель самолета в четверть натуральной величины. Если продувать ее при той же скорости, с какой летит самолет, то аэродинамического подобия не будет, так как число Рейнольдса окажется в 4 раза меньше. Чтобы сохранить подобие, скорость потока, обдувающего модель, должна быть уве- 59 личена в 4 раза по сравнению со скоростью самолета.

Считая полетную скорость самолета 30 м,'сек, мы долнгны будем продувать модель потоком, имеющим скорость 30 4 = 120 мгсек. Отсюда мы можем сделать следующее важное заключение: чем меныие модель, тем болыие должна быть скороспгь потока при ее аэродинамических исггыгпакиях, Однако увеличение скорости потока влечет за собой целый ряд технических трудностей и оказывается невыгодным; поэтому в последнее время стремятся испытывать модели, все более и более приближающиеся по размерам к величине самолета. Получение аэродинамического подобия возможно также в трубах высокого давления (повышенной плотности) с малым кннематическим коэфициентом вязкости. 35.

Геометрические характеристики крыльев Работа крыла, его обтекание и аэродинамические силы зависят в основном от геометрических характеристик, т. е. от конфигурации и толщины его профиля и очертания в плане. В этом отношении крыло исторически пережило довольно интересную эволюцию.

Первые модели самолетов имели в качестве крыла плоскую пластинку, но в дальнейшем работами Отто Лилиенталя было установлено, что плоское крыло является совершенно неудовлетворительным, вследствие низкого аэродинамического качества. Лилиенталь установил, что тонкая кривая пластинка, представляющая собой часть цилиндрической поверхности, обладает значительно ббльшим коэфициентом подъемной силы, ббльшим аэродинамическим качеством и способностью развивать подъемную силу даже при небольших отрицательных 1тлах атаки. Крылья самолетов периода 1906 — 1915 гг. были близки по своему профилю к тонким б~г "~ егпгггга кривым пластинкам.

Рис, 64 дает ряд основных профилей крыльев первых самолетов. 4~ и,„, „,ргч„„„,„ начали появляться все чаще и чаще ып~гюмьяьв~ д крылья утолщенного профиля, сильно отличающиеся от тонкой кривой пластинки. ьФ"Язигми'~~ д н ВпеРвые на пРеимУщества толстых профилей указал проф. Н. Е. Жуковский. Техническая разработка н применение на практике профилей Жуковского были сделаны на самолетах „Фоккер" и .Юнкерс". В настоящее время утолщенные и толстопрофильные крылья имеют широкое распространение и применяются не толькгх на больших и средних самолетах, но также на авиетках и безмо- торных летательных аппаратах — планерах.

60 Объясняется это тем, что крыло толстого профиля значительно удобнее в конструктивном отношении; имея несколько ббльший вес по сравнению с тонким крылом, оно может быть построено несравненно прочнее, вследствие большой высоты лонжеронов. Крыло толстого профиля не нуждается в дополнительных креплениях в виде наружных стоек, подкосов и расчалок и может быть сделано свободнонесущим, тогда как тонкие крылья из-за недостатка прочности всегда требуют только что указанных внешних креплений, что сводит на-нет их весовые преимущества перед толстым крылом. Отсутствие внешних стоек, подкосов и расчалок у снободнонесущего крыла в целом уменьшает лобовое сопротивление всей системы. Кроме того, толстое крыло, при всех прочих равных условиях, обладает значительно ббльшей грузоподъемностью, чем объясняется широкое применение его.

Гсюаьб Ю Рис. бб. Рис. бб. Менее значительным фактором, влияющим на аэродинамическую характеристику крыла, является его форма в плане, однако и в этом отношении велись исследования, и в настоящее время существует целый ряд различных контуров-крыльев, применяемых на самолетах. Разберем теперь более конкретно классификацию современных крыльев по форме и толщине их профиля и очертанию плана.

По форме профили крыльев могут быть разделены следующим образом (рис. 65). 1. Симметричные ироббили, у которых верхняя и нижняя поверхности образованы одинаковыми кривыми. Такие профили применяются для крыльев специальных высокоскоростных самолетов, а главным образом для хностового оперения большинства обычных самолетов. Азродинамические крылья симметричных профилей характерны тем, что их лобовые сопротивления очень невелики, но и подъемные силы относительно малы.

б1 2. Оесилсметричные профили, у которых нижняя и верхняя поверхности неодинаковой кривизны, Они разделяются на двояковыпуклые, плосковыпуклые и вогнутовыпуклые. Крылья современных самолетов в основной массе имеют несимметричные профили, что делается с целью увеличить их коэфициент подьемной силы С и повысить аэродинамическое качество всей У конструкции н целом. По толщине профили крыльев делятся на топпие, средние и толстые, Степень утолщения крыла принято определять отношением размеров наибольшей толщины профиля й к глубине 1 (рис. 66). Для тонких крыльев это отношение не превышает 0,08, для средних от 0,08 до 0,13 и для толстых от 0,13 и более.

Это отношение можно выразить и в процентах, для чего приведенные цифры нужно умножить на КОН1УРЬ КРЬ ЛЬКО ЯЛИКГ~НЬ 100, и тогда мы получим: для тонкого до 8%, для среднего от 8 до 13% и для толстого от 13'~, и более. В настоящее время очень часто применяются крылья переменной толщины. Такое крыло имеет в средней (корневой) части наибольшую толщину профиля, к концам крыла толщина профиля уменьшается с возможным переходом к тонкому профилю. Переходы профилей производятся постепенно и иногда по всему размаРис 67. ху крыла. КонбТруктивная сложность такого крыла в большой мере восполняется повышением его качества' и уменьшением веса.

По очертанию в плане крылья в основном бывают следующих, наиболее распространенных форм: пря.ноугольпые, тпапециевидные и эллипсовидные. Кроме того, крылья имеют целый ряд вариантов, относящихся к очертанию их концов. Рис. 67 изображает различные контуры крыльев. Наивыгоднейшим в аэродинамическом отношении является эллипсовидное крыла, а в конструктивном — прямоугольное, Помимо характера формы крыла в плане, необходимо еще учитывать относительное удлвнение крыла, т, е.

число, показывающее, во сколько раз размах крыла 7 больше глубины г; удлинение принято обозначать буквою Х (ламбда). г .8 Рис. 67 дает представление об удлинении крыльев, имеющих различные очертания в плане. Чем больше удлинение крыла, тем выгоднее оно в аэродинамическом отношении и тем слабее в конструктивном (меньшая прочность).

На практике удлинение крыльев самолетов бывает от б до 12 и редко больше, у планеров же оно доходит до 20. Для того чтобы уяснить, как и почему геометрические характеристики крыла влияют на его аэродинамическую характеристику, необходимо хотя бы в общих чертах рассмотреть причины возникновения подъемной силы н лобового сопротивления. 36. Возникновение подъемной силы крыла Подъемная сила, возникшая в результате взаимодействия крыла и набегающего на него потока, является следствием нз.

менений, полученных потоком, обтекающим крыло. Основное изменение набегающего потока сводится к отклонению его от первоначального направления в сторону, обратную подъемной силе. Так как взаимные действия двух тел всегда равны по величине и противоположны по направлению, то массы воздуха, обтекающие крыло, находятся под непрерывным действием силы, по величине равной подъемной силе, но обратно направленной. Рис. Га. Аарпдинамическия спектр несимметричипгп крыла. Эта сила придает массе воздуха в пределах крыла некоторое ускорение, а за его пределами после прохождения — скорость, направленную перпендикулярно первоначальному направлению потока; величина приобретенной потоком скорости всегда во много раз меньше первоначальной. Крыло по сущности своего действия прибор реактивный; действие его основано на непрерывном отбрасывании масс воздуха в направлении, обратном подъемной силе, развиваемой крылом, если имеется деформация потока, при которой поток отклоняется от первоначального направления.