┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 14

ЗЗ. Возможное положение самолете с рззрезнымп крыльями в полете. Это положение может быть до некоторой степени сглажено применением комбинированного разрезного крыла — крыла с предкрылком и закрылком (рис. 80), так как при этом смещение ЦД назад при опущенном закрылке уменьшается обратным действием предкрылка. Применение разрезных крыльев в практике дает целый ряд преимуществ, связанных с расширением диапазона скоростей самолета, с повышением устойчивости и управляемости при полетах на малых скоростях и больших углах атаки и, наконец, с возможностью уменьшения посадочных скоростей самолетов. На рис.

83 изображен в полете самолет, снабженный разрезпыми крыльями. Имея очень большой угол атаки и, следовательно, малую скорость, самолет не проваливается, не имеет тенденции свалиться на крыло н достаточно управляем, 39. Возникновение силы лобового сопротивления крыла Причинами возникиовсния силы лобового сопротивления при работе крыла являются, во-первых, известное нам трение воздуха и вихргобразовапис, вызишные срывом струй, н во-вторых, уо явления, сопряженные с возникновением подьемной силы и присоединенных вихрей. По современным теориям, лобовое сопротивление состоит из двух слагаемых: профильного попротпвления Я, обусловленного первой из перечисленных выше причин, и пндуктивыого ф, обусловленного явленяями, сопровождающими возникновение подъемной силы. Таким образом, лобовое сопротивление Профильное сопротивление зависит от толщины и кривизны профиля; толстые профили имеют значительно большее профильное сопротивление, чем тонкие, Кроме зтого, профильное сопротивление зависит от характера поверхности крыла: чем оно лучше отполировано или лакировано, тем профильное сопротивление меньше.

Различные неровности на профиле, резкие переходы от одной кривизны к другой способствуют увеличению профильного сопротивления, в особенности если они имеются в передней н верхней частях крыла, Рис, 84. Обравиввяие вихрей на кенпих крмхв. При углах атаки, обычно применяемых в полетах, профильное сопротивление почти не зависит от угла, так как обтекание остается плавным, но прн слишком больших положительных или отрицательных углах возникает срыв струй с профиля крыла и резкое увеличение профнльиого сопротивления. Для того чтобы установить картину возникновения пцдукгивного сопротивления, необходимо рассмотреть обтекание концов крыла (рпс. 84).

Присоединенный вихрь не может оборваться у конца крыла, он подхватывается набегающим потоком, меняет плоскость вращения, становится перпендикулярным движени1о крыла и образует вихревые шнуры, остающиеся в воздухе после прохождения к рыла. Вращение вихря, перпендикулярное направлению движения, поддерживается разностью давлений под крылом и над крылом. Если смотреть на крыло спереди в направлении прямо на ребро атаки, то боковые вихри будут представляться и разрезе, ка; изображ~ по на рис.

85, 74 Один из вихрей изображен сплошнымп линиями, а другой— пунктирными. Не трудно заметить, что в пределах крыла вся пасса воздтха, участвующая в вихревом движении, приобретает некоторое смещение вниз, т, е, приобретает некоторую вертикальную скорость. На чертеже стрелками показаны относительные значения вертикальных скоростей по всему размаху крыла. Наибольшие скорости вращательного двиэкения вихри имеют вблизи своих осей, поэтому наибольшие вертикальные скорости стРуи воздуха приобретают у концов крыла. В средней части крыла влияние вихрей оказывается значительно ослабленным. У крыла бесконечного размаха влияние вихрей было бы сведено до нуля.

В аэродинамической лаборатории можно совершенно исключить влияние концевых вихрей, уперев концы крыла в стенки аэродинамической трубы, Рас. 85 На практике ипкакнин мероприятиями нельзя вполне исключить влияние концевых вихрей, поэтому весь набегающий па крыло поток воздуха всегда оказывается отклоненным на некоторый угол от первоначального направления, вследствие наличии вертикальной составляющей, обусловленной вихрями, Это отклонение потока называется смоспж по~пока.

Вне пределов крыла те же вихри вызывают восходящее движение воздуха, тот же скос потока, ио в обратном направлении. Перелетные птипы †журав и гуси †пут тысячелетнего опыта научились использовать восходящие токи, образующиеся у концов крыла. Их строй во время переле;ов не случаен, он обеспечивает использование восходящих токов для облегчения полета. Труднее всего лететь вожаку стаи; следующие за ннм птицы находятся уже в слабом восходящем токе, вызванном крыльямп вожака. Каждая впереди летящая птица увеличивает уб Рис. 8? скорость движения воздуха вверх и облегчает полет следующим за цею. В конце стаи всегда летят самые слабые, так как условия полета там самые легкие.

Рис. 86 дает строй журавлиной стаи. Совершенно аналогичные явления имеют место при полете самолетов строем журавлиной стаи, по летчикам опи незаметны. В пределах крыла скос потока оказывается вредным, так как он изменяет угол атаки в сторону ул!еньшенин (рис. 8?), в результате чего подъемная сила крыла несколько умеиь! шается. с1ем меньше размах крыла и его удлинение, чем ближе боковые вихри друг к другу, тем больше угол скоса потока ) и уменьшение подъемной силы.

Если ! двигать два крыла одно за ! другим, то второе окажется ! в весьма невыгодных услоРис. 88. ! виях и разовьет значительно меньшу!о подъемную силу, испытывая влияние скоса, вызванного первым кры. лом (рпс. 88). Скос потока влияет также на хвостовое оперение, уменьшая угол атаки. Помимо изменения величины подъемной силы, скос по- Р тока влияет на направление подъемной силы, которая, Р согласно теории Жуковского, всегда направлена перпендикулярно потоку. Рис. 89 дает направле- -3 ° " --- ние подьемной силы прн — !г скосе потока. Подъемну!о силу, отклоРис.

8Ч. пенную, вследствие скоса потока, на некоторый угол л', можно разложить па две составляюших, так же как это делалось для ?7„. Первая составляющая будет перпендикулярна к первоначальному направлению воздушных струй; это и будет та обычная подъемная сила, с которой мы имеем дело в полете. Вторая составляющая будет параллельна первоначальному направлению потока и направлена в сторону, обратную движению крыла; эта составляющая представляет собой индуктивное сопротивление (рис. 90). 76 ~)чевидно, чем больше скос потока и отклонение силы Р, тем больше велнчина индуктивного сопротивления.

Теория индуктивного сопротивления была разработана проф. Прандтлем. Согласно этой теории величина индуктивного сопротивления зависит: а) от формы крыла в алане, причем наивыгоднейшей формой в плане является крыло эллиптическое; б) от удлинения нрыла, ггричелг индуктивное сопротивление обратно Рис. 90. Рис.

8Ц пропорционально удлинению Л; крыло бесконечного размаха индуктивного сопротивления не имеет (это случай, разбираемый теоремой Жуковсггого) в) индуктивное сопротивление нря,ко проггорг1иоггалыго нвадоату яодэегяной силы. Таким образом: г Рг Л ЮКг' Р где А — числовой коэфициент, характеризующий форму крыла в плане. Та же формула может быть применена и к коэфициенту: Св С,=А — „— ', где С, — коэфициент индуктивного сопротивления.

Из последних формул следует, что для уменьшения индуктивного сопротивления необходим выбор соответствугощей формы с малыми числами А и возможно большим удлинением крыла. 40. Парабола индуктивного сопротивления Так как в формуле коэфнциента индуктивного сопротивления (Сг) А и Л вЂ” величины постоянные для данного крыла, то очевидно, что С, зависит лишь от С~. При различных углах атаки и значениях С, С, будет иметь строго определенное значение. Составим таблнггу значений С, для прямоугольного крыла при А=0,67 и возьмелг удлинения Л = 5 и Л = 10.

77 1 ь =10, ь =- 5 с„ с, с, 0,28 0,0ЗЗзо 0,0М 0,36 ~ 0,0483, 0,0241 0,6 0,7 0,8 0,49 1 0,0658 ~ 0,0329 0,64 0,086 1 0,043 На сетке кривой Лилиенталя наносим значения С, по С„. Полученные точки соединяем кривой, которая является параболой. Парабола индуктивного сопротивления наглядно показывает увеличение С, с увеличением С„ (рнс. 91), Парабола индуктивного сопротивления, построенная для данного удлинения и для данного очертания крыла в плане, совершенно одинакова для всех профилей. Если па гетке с параболой имеется кривая Лилиенталя для данного профиля крыла, то все С„ будут разбиты параболой на два отрезка: С,.

и Ср, таким образом легко определяется величина коэфициентп профильного сопротивления. Не трудно заметить, что при сргдних значениях угла атаки Ср остается почти постоянным. Рис. 9п Рис. 92. 4П Переход на новый размах Продувка моделей крыла делается всегда при определенном удлинении. На практике крыло в плане может иметь иное удлинение. В этом случае приходится перестраивать кривун~ Лилиенталя на новый размах (рис.

92). 78 11)сть мы имеем кривую Лилиенталя крыла мрн удлинении, равном 5. Необходимо перейти к удлинению 10. Прежде всего необходимо построить параболу индуктивного сопротивления для >.=10; в новой параболе все С, будут в 2 раза меньше, чем при 1=5. Затем к С; новой параболы необходимо прибавить отрезки, равные профильному сопротивлению Ср, соответствующие данным С, и полученные точки соединить плавной «ризой; получается йован «рнвая Лилиенталя для > == 10.

42. Центр давления крыла Ка«уже язве тно, форма тела и угол атаки влияюч на величину и направление силы полного сопротивления воздуха. Точно так же эти факторы влияют и на точку приложения силы. Точна пересечения силы полного сопротивления воздуха с хордой крыла или ее продолжением называется иентро,к давления (рис. 93). ЦД является также точкой приложения сил Р и Я. Определяется расположение ЦД опытным путем, теоретически ьто возможно сделать лишь в некоторых случаях.