┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 13

как будто бы « пей прибавлена некоторая малая скорость в напраелении, обратном движению струй. Перед профилем воздух поднимается кгырху. Все этп изменения основного потока могут быть вызваны лишь вихрем, циркулирующим вокруг профиля в плоскости ега движения. Рис. 76. Лег>стэне всего крьша аналогично действию присоединенного сихря. На основании общих законов аэродинамики Жуковский получил уравнение,.

дзющзе величину почъемиой силы, возникающей вследствие наличия присос. ннениого внхря, Из этого уравнения следует, что крыло бесконечно большого размаха, оепгиясь е идеальной среде (оез трения), разе.|еаепь лишь одну подьемпую силу, перпендикулярную к патоку, и не имеег >шбово|.о сопротйвлеиня. Это утвержд.ние составляет с держание известной теоремы Жуковского. Между ией и парадоксам Эйлера имеется некоторое сходство, которое можш оьпь кратко резюмировав > следующим образом: тело, оотекаемое си.нме>причным потопал! е идеальной среде, сопротиеления пе испытывает; нрыло бесконечного размаха при тел аке услал»их разе >си>т лии|ь одну падьемную силу. Интересная теорема, касающаяса крввых пластинок, выведена проф.

С.А. Чаплыгиным. Согласно этой теореме подъемная сплэ пластинок зависит лишь от стрелы прогиба, при прочих равных условиях. Так, на рис. 76 все кривые пластинки рззовьют одинаковую подъемную силу вследствие того, что стрелы прогиба их все одинаковы. По теореме проф. Чаплыгина, подъсмнаа с|иа этих кривых пластинах равна: >= = 2пз>>!Лп, где Ь вЂ” стрела прогиба, а ! — размах 37. Явления в пограничном слое Теория присоединенных вихрей применима лишь для идеальной среды н для тел с идеально гладкой поверхностью. На |нлеом деле ни ТОГО> нн друГОГО не имеется, и поэтол|у ВО|сруГ КРЫЛа ГОаНПКО|ОГ ПРОПСССЫ НССРаВНЕННО бОЛЕЕ СЛОЖПОГО Характера.

88 На основании опытов было установлено, что в непосредственной близости от поверхности крыла поток воздуха, вследствие трения о поверхноспть, быстро уменьшает свою снорость, образуя так называемый „пограничный слой". Рис, 77 изображает характер падения скорости струек воздуха с приближением к поверхности крыла. Толщина пограничного слоя весьма незначительна и достигает примерно 4 — 6 мм, причем с увеличением угла атаки она возрастает до 10 — 20 млс Пограничный слой всегда и-„-.',рлйрвлйчлы|",;::::.,;;:-:-'сло7-.':.-.-.- стремится дзигаться по контуру крыла от большого давления к меньшему.

Под крылом, как Рис. 77. Изменение скорости потока видно из рис. 70, давление по в гограпнчном слое. степенно падает от ребра атаки к ребру обтекания, поэтому ясно, что в этой области пограничный слей дает плавное обтекание. Гораздо более сложная картина пел, ~ается над крылом.

Здесь, наоборот, имеется резкое падение давления нгд передней частью профиля и относитель- -;"-.м ф Ф тт ьу Рнс. 78 Образование мелких вихрей за крылом при малых а. ное повышение давления в направлении к ребру обтекания. Резкое падение давления связано со значительным ускорением пограничного слоя, в результате чего он приобретает некоторый запас кинетической энергии. При небольших углах атаки, когда увеличение давления над задней частью профиля невс- Рвс. 79. Образование срыва потока прн больших а.

лико, этого запаса кинетической энергии достаточно, чтобы пограничный слой, двигаясь по крылу, преодолел повышение давления. За крылом заторможенные частицы пограничного слоя образуют ряд мелких парных вихрей, пока не нарушающих общ«й плавности обтекания крыла (рис. 78). 69 Однако с увеличением 1~па атаки до определенного предков давление возрастает настолько, что кинетической энергии потока пограничного слоя уже нехватает для преодоления этого данления. Мало того, вследствие значительной разницы давления, убывающего к ребру атаки, создается поток пограничного слоя обратного направления.

Движение прямого и обратного слоев вызывает резкое увеличение их толщины в точке встречи. В этом месте пограничный слой через некоторые промежутки времени срывается с контура крыла и закручивается общим потоком в отдельные вихри (рис. 79). Из чертежей видно, что пока углы атаки невелики, „вихревая полоса" узка и имеет место лишь за ребром обтекания; при критическом же угле атаки толщина полосы вйхрей резко возрастает и точка отрыва потока от крыла быстро перемещается к передней части профиля. Образование при этом больших, хотя и более редких вихрей связано с нарушением циркуляции потока вокруг крыла и вызывае паденйе подъемной силы.

Таким образом, мы видим, что распределение давления вокруг крыла, при котором получается срыв потока, теснейшим образом связано с недостаточной циркуляцией, и всякое мероприятие, увеличивающее циркуляцию, ведет к уменьшению вихреобразований и увеличению подъемной силы кйыла. 38. Разрезные крылья Из рассмотрения аэродинамических характеристик различных профилей видно, что диапазон углов атаки, прп которых можно эксплоатировать крылья, относительно невелик: в среднем он заключен в пределах 0 — 18'.

Поэтому, естественно, возник вопрос, нельзя ли заставить крыло работать при больших углах атаки и возможно больших значениях С' без срыва струй, т. е. увеличить у крыла критический угол атаки. Изыскания в этом направлении привели почти одноврепенно инженеров Лахмана в Германии и Хендлей-Педжа в Англии к созданию разрезных крыльев в двух разновидностях: крыло с предкрылком и крыло Ф с закрылком, а также к созданию ком- <~,р,-. бинированного крыла, т.

е. крыла, снаб- женного предкрылком и закрылком Рнс. 80. Ракрекныс крылья. (Рис. 89) Конструктивно предкрылкн и за- крылки устраиваются так, что по желанию летчика они могут быть закрыты, и тогда составляют одно целое со всем профилем крыла, или открыты, как на чертеже, гогда между ними образуется щель. Ныне примеипотся такж н автоматические разреэные крылья, у которых 70 Су — /! з цр ц7 цф ц5 цт 03 цт ю ц ццг Шицажаца Шг ци Е аа цМИцгИ цтрВ щсю~цы це Рве. 31, Кривые Лилиентале разрезного крыла при открытом (Л) и закрытом Я предкрылке. открытие и закрытие щели происходят автоматически, при переходе через определенный угол атш;и. Принципы действия предкрылка и закрылка, рассматриваемых отдельно, ничем не отличаются от обыкновенного крыла, Простейшим образом действие п,ели на обтекание профиля ири открытых предкрылке и закрылке объясняется тем, что пограничный слой, проходящий через щель в область пониженного давления, приобретает 1закон Бернулли) такую кинетическую энергию, ири которой он преодолевает повышенное давление над задней частью профиля и не дает образоваться возвратному пограничному слою, который, как мы видели выше, является непосредственным возбудителем срыва потока над крылом в области закритических углов атаки.

Таким образом, у разрезного крыла до больших углов атаки сохраняется плавность обтекания, обеспечивающая возрастание подъемной силы, в то время как простое крыло при тех же углах атаки начинает сильно завихрить поток. На рис.

81 изображены аэродинамический спектр разрезного крыла с закрытой и открытой щелсио и кривые Лилиенталя для 0 того и другого случая. Рассматривая эти кривые, мы прежде всего видим д' огромную разницу в величине критических углов атаки и в соответствующих им значениях. Рис. 82. При закрытой щели критический угол атаки равен 20с, С„-= 0,73 и С„. = 0,095, при открытом же предкрылке я = 34с, С = 1,1 н С„=0,24. Это значит, что при критическом угле атаки и прп других равных условиях данное разрезное крыло развивает в 1,5 раза большую подъемную салу, но в 2,5 раза большее лобовое сопротивление по сравнению с обьисновенным крылом. Анализируя кривые дальше, мы видим, что на малых углах атаки при открытой щели крыло работает заметно хуже обыкновенного, давая сравнительно меньшее значение С„и большее С„ что ухудшает его аэродинамическое качество.

Объясняется это тем, что при малых углах атаки главного крыла предкрылок находится под большими отрицательными углами, следовательно, его подьемная сила отрипатсльна, и, кроме того, эффект щели «меньшается, вследствие образования завихрений под предкрылком. Изменение взаимного расположения крыла и предкрылка значительно изменяет аэродинамическую характсристику разрезного крыла. Так, например, положение предкрылка а (рис. 82) улучшает работу крыла на малых углах атаки, а положение б, наоборот, является подходящим для больших углов атаки. Крыло, снабженное закрылком н име1ощее тот же принцип действия, что и в случае предкрылка, сложнее в конструктивном отношении, ввиду необходимости осуществить отклонения закрылка па разные углы относительно основного крыла прн сохрапшгии определенной формь1 щели.

Действие закрылка характерно тем, что критический угол атаки, по сравнению с исходным профилем, уменьшается на 2 — 4о, С „увеличивается более чем на боо/о н значительно увеличивается С . Искажение щели при разных отклонениях закрылка оказывает большое влияние на закономерное обтекание крыла и может свести на-нет значение закрылка. Помимо влияния на величину подъемной силы, разрезные крылья влияют также и на характер перемещения центра давления при изменении угла атаки. Предкрылок увеличивает смещение центра давления (ЦД) вперед, к ребру атаки крыла, а закрылок, наоборот,— назад, к ребру обтекания (о центре давления см. стр. 79). Рис.