┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 12

Подробности этого будут изложены ниже. Для детального рассмотрения явлений, сопутствующих образованию подъемной силы, вернемся к теореме Бернулли, из которой видно, что при увеличении скорости струи статическое давление ее уменьшается, а при уменьшении скорости— растет. 63 Известно также, что увеличение скорости потока обязательно связано с принудительным изменением его поперечного сечения, причем сужение потока влечет повышение скорости, а расширение всегда сопровождается уменьшением ее. Помня это, рассмотрим аэродинамический спектр несиммет- ричного крыла, обдуваемого горизонтальным потоком под некоторым небольшим углом атаки (рис.

68). Поток воздуха, обтекая крыло, имеет, как нидно, различные путевые условия. Над крылом, благодаря выпуклости, он су- жается, скорость его резко возрастает, и поэтому здесь возни- кает значительное понижение давления. Под крылом поток претерпевает некоторое расширение, поэтому скорость его умень- шается и давление возрастает. Над крылом разреженный поток как бы подсасывает крыло вверх; уплотненный поток снизу до- полняет этот эффект, вытесняя крыло в том же направлении. В результате возниСрвдннв винил кает подземная сила, направленная перпен- $ дикулярно потоку воздуха. Всякая причина, вы«рививна зывающая увеличение С- раа разности давлений под крылом и над крылом, неизбежно ведет к увеличению подъемной силы. В образовании подьемной силы главное значение имеет раз- режение над крылом, которое зависит от выпуклости профиля: чем выпуклость профиля и его толщина больше, тем большую подъемную силу оно развивает.

Вогнутость нижней поверхности крыла увеличивает давление и способствует увеличению подь- емной силы, но влияние изогнутости нижней поверхности в ко- личественном отношении несравненно слабее, В случае двояковыпуклого несимметричного профиля выпу- клость нижней поверхности уменьшает давление под крылом, а следовательно, и общую разность давления; это приводит к уменьшению подъемной силы, но зато уменьшается и лобовое соп отивление.

5 кривизне профиля крыла принято судить по степени изо- гнутости средней линии, проходящей на равном расстоянии между его верхней и нижней поверхностями (рис. 69). Кривизна средней линии профиля характеризуется отношением наиболь- шей стрелы прогиба р к глубине крыла 1. Увеличение кривизны средней линии профиля ведет к возрастанию подъемной силы крыла до некоторого предела, после чего подъемная сила умень- шается. Изменение подъемной силы, в зависимости от угла атаки, также происходит за счет изменения разности давлений над крылом и под крылом. С увеличением угла атаки разность да- 64 Рис. 69.

Определение средиеа линии профиля крыла. пленяй бпюгро расзет, вызывая увеличение подъемной силы. Рнс. 70 показывает распределение разрежения и повышения давлений при различных углах атаки. В аэродинамической лаборатории не трудно определить давление в любой точке крыла с'помощью манометра. Для этого ..+ ~~--.Д~Эо .ив .э а и-Лу' а 1 Рис. 70. Распределение давления воздуха вокруг профили крыла при различиых и, изготовляют модель крыла с просверленными в ней насквозь отверстиями, которые соединяют с манометром при помощи резиновой трубки (рис. 71).

Если желательно определить разрежение в точке 2, то снизу присоединязот трубку к соответствующему отверстию, По шкале манометра можно определить степень разрежения воздуха. Для определения давления воздуха на крыло снизу ту же трубку прнсоединщот к верхней части отверстия. Диаграмма распределения давления на крыло показывает, что наибольшую долю «я«аизпаз" подъемной силы дает верхняя часть крыла.

Однако для некоторых это ка- а г з л жется сомнительным, так как они не на- о блюдщот особого выпучиванич верхней части обшивки, в то время как нижняя ~ ~~~"'~~1У часть обшивки часто сильно вдавлена. Рпс. 7!. Схема изчере- 1-)аблюдается как бы обратная картина, иив давлспиа в разл; ч. Разгадка этого недоразу'мения заключается иых точках проф ~ли в там, что забывают о внутреннем давле- хрыла. пии в крыле. Крыло не бывает и не должно быть герметически закупорено; этого требует полет на высоте, где давление малое.

Однако не все равно, в каком месте гнутрепность крыла сообпаается с наружным воздухом. Давлеиис Теория авиаиии 65 внутри крыла б1дет такое же, как н топ точке на поверхности крыла, где внутренняя часть сообщается с наружной. Таким образом, всякие отверстия и крыле сильно сказываются па работе обшивки. Обычно отверстие бывает в задней части крыла, где есть небольшое разрежение. Разрежение внутри крыла облегчает работу обшивки верхней части крыла и нагружает обшивку нижней части. Если в крыл большое отверстие па верхней стороне, где разрежение большее, то большее разрежение будет н внутри крыла; обтяжка верхней части крыла будет совсем разгружена, а па обтяжку нижней частя ляжет вся нагрузка. Особенно опасен случай, если отверстие находится в передней кромке крыла, где встречный поток дает большое давление. Тогда внутри крыла тоже будет большое давление, которое будет раздувать крыло.

В практике быстроходных и гоночных самолетов отмечались случаи, когда в горизонтальном полете па большой скорости обшивка крыла лопалась и встречным потоков совершенно срьишлась. ппс. 72. Нужно внимательно отногитьс~ к обшивке крыльев. Если обшивка ненадежная нлп в полете были пробоины обшивки, полет на большой скорости н пикирование не допустимы. Так как крыло развивает подъемную силу в основном нс за счет удара потока о нижнюю поверхность, а вследствие разрежения сверху, то оно обладает способностью давать нсущий эффект не только при положительных, но н при небольанх отрицательных углах атаки.

Угол нулевой подъемной силы у несимметричного профиля крыла всегда поэтому отрицательный, и чем больше толщина профиля, тем больше этот отрицательный угол. У некоторых толстых профилей угол нулевой подъемной силы достигает — 150, Профили же, обычно применяемые на практике, имеют угол нулевой под ьсиной силы в пределах от — 2 до — 10~. При увеличении угла атаки вначале крыло обтекается плавно, имея незначительные вихри за ребром обтекания; по достижении же критического угла происходит срыв струц и вихреобразованне на верхнсн поверхности крыла. Вследствие вихреобразования, скорость потока над крылом уменьшается и давление увеличивается, вызывая падение подьеиной силы. Такой же срыв струи может иметь место и прн некоторых отрицательных углах атаки, по тогда внхреобразование будет происходить под крылом (рис.

72). 66 Из сравнения аэродинамических характеристик различных профилей можно сделать следующие выводы. 1. Крылья тонких профилей обладают малыми коэфициентами лобового сопротивления, но и коэфициенты подъемной силы у пих одновременно невелики. Лэродигсамическое качество тонких профилей весьма высокое, Крылья толстого профиля имеют большие коэфициенты подьемной силы, но еще более значительно у них возрастают коэфициенты лобового сопротивления. Последнее приводит к тому, ~то у толстых профилей максимум ничества получается несколько ниже, че.и у тонких. ся у ~ай ° ай аг сз 2 4ИИИав В л-М ся 3 4~МВюв — ъы-Ф ся св в авя всл асв авве рпс.

7й Кривые Лклиенталя лля крыльев различной толвгвиы. Ркс. 74. Крввые Лилиенталя ляя симметричного (1) и нескмкетрпчного (2) профилей. На рис. 73 даны кривые Лилиенталя для крыльев тонкого, среднего и толстого профилей, позволяющие пронести конкретпое сравнение коэфициентов С,, Сл и — этих профилей. 2. Характеристики крыльев "---"-"- *е".= ' Г ~ 1т. личной кривизной профиля также существенно отличаются ав друг от друга, причем с умень- ) шепнем вогнутости коэфи- ! ( циенты С„и Сл уменьшаются, но качество увеличивается за I счет более быстрого уыеньше- и ния Сл. Таким образом, при сравненни крыльев вогнутого и двояко-выпуклого профилей оказывается, что первые обладают относи.

~ — ))в тельно большими коэфициентами подъемной силы и лобового сопротивления. Однако максимальное аэродинамическое качество выше у двояковыпук- в вда дог йав авв йФ лых крыльев, вследствие выгодного уменьшения коэфициента лобового сопротивлении. На рис. 74 для сравнения приведены кривые Лилиенталя для гогнутого и двояковыпуклого профилей. Интересны некоторые чисто теоретические положения относительно возникновения лодьею|ой силы крыла. Теория подъемной силы крыла разработана мировым ученыч проф. Николаем йгороэичеы Жуковскнм.

Н| оснагшипн его теории салли возмгжно бсэ эхсперимеята, математическим путем, апр делать яеличгну подъемной силы, Па теории Жукове. ого, крыло ари своем движении выз,вает ваьруг своего про. "ь> филя вихрь, называемый присоединен. пым ьихрем (рис.

75). Возникновение присоединенного ЫХХ>ГЯЭЛП г '~ Л ВИХРК ЛЕГКО ПРЕДСтанптЬ СЕбЕ, ЕСЛИ Са) поставнть те изменения, которь;е пре- терпевает потоп, обтекающий крыло, / при наличии подъемной с'шы. Над профилем скорость потока увеличивается, эл ребром атаки, вследствие скоса, парис. 75. ток опускается вниз. !|от профилем скорость уменьшена, т. с.