┬шёыхэхт ┴.┬., ╩єч№ьхэъю ─.┬., 1939 - ╥хюЁш  ртшрЎшш■ (Висленев Б.В., Кузьменко Д.В., 1939 - Теория авиации), страница 8

Направление силы полного сопротивления, как и вообще всякое направление, определяется углом, образованным силой и некоторой условной линией, положение которой считпается известным; в данном случае итакой лтзнией условились считать перпендикуляр и направлению полета (рис. 43). с Таким образом, направление силы полного сопротивления указывается углом, образованным ею и перпендикуляром к направлению движения; угол этот называется угла.и качества и обозначается 0 (тэта). Угол качества при изучении полета и в особенности планирования самолета име~т чрезвычайно важное значение.

Попытки чисто теоретическо1 о определения угла качества не приводят к точным результатам, поэтому он, как и коэфициенты, определяется опытным путем. На первый взгляд казалось бы, что определить З не составляет труда, так как меньшим. При некотором угле атаки, всецело зависящем от формы, угол качества становится наименьшим. В нашем примере такими углами являются у пластинки а= бе и у крыла п=зо. Дальнейшее увеличение угла атаки вызывает отклонение силы от перпендикуляра в сторону, обратную движению, и увеличение угла качества.

25. Разложение силы Р„ на подъемную силу и силу лобового сопротивления При исследовании полета самолета одновременное изменение величины и направления силы полного сопротивления от изменения одного только угла атаки представляет собой некоторые неудобства. Для удобства условились раскладывать эту силу, пользуясь правилом параллелограма сил, на две составляющие, имеющие вполне определенное направление. Если такое разложение сделано, то изменение угла атаки скажется только на величине составляющих сил, но направление их останется неизменным.

Направления, по которым разлагается сила ггт„ на составлягощие, берутся ~акие: одно — перпендину,гярна линии полета; со- ставляющая, действуюи4ая вэтом - — — и направлении, называется подаемной силой !обозна!ге!!не Р); другое направление берется параллельно и в сторону, обратную ноле!ну; ' ! сосгпавляющая, действу!а щая в этом направленищ называется габовым сопротивлением (обозначение Я).

Таким образом, в дальнейшем мы будем считать, что рис. 46 рлвложсние 'плы !!Ол- подъемная сила всегда перпенднного сопротивления тг„нл подь- кулярна линии полета, а лобосопротннлеиин 9. вое сопротивление параллельно и обратно полету. Построение параллелограма дс лается следующим образом г'рис.

46). Из точки приложения силы гт'„ггроводггтся направление сил Р г!'г',), затем из конца силы )тг„проводятся линии, им параллельные, Точки пересечения этих линий с направлением сил дадут концы снл Р и Я. Из чертежа видно, что угол качества заключен как раз между подъемной силой и силой полного сопротцвления, 26. Величина подъемной силы и силы лобового сопротивления Так как подъемная сила н сила лобового сопротивления полу-. чены в результате разложения силы Д„и представляют ее геометртгческие части, то очевидно, что их величина в основном зависит 42 от тех же факторов, что и сила полного сопротивления.

Это значит, что подъемная сила по величине прямо пропорциональна массовой плотности воздуха р, площади крыла или пластинки 8, квадрату скорости уэ и, кроме того, зависит от угла атаки крыла и его формы в профиле и плане. Лобовое сопротивление также прямо пропорционально ро'к'з и зависит от формы н угла атаки, но эта зависимость совершенно иная, чем у подъемной силы.

Влияние формы и угла атаки на величину подъемной силы и лобового сопротивления дается их коэфициентами, соответственно называемыми коэфициентами подъемной силы (обозначение С„) и лобового сопротивления (обозначение С,). 1эоэфициенты Сх и С„находятся, как и другие аэродинамические коэфициенты, опытным путем. Если коэфициенты известны, то определить величину сил можно по формуле основного закона сопротивления воздуха, сделав в ней соответствующие замены. Формула подъемной силы: Р = рС,,У)гз.

Формула лобового сопротивления: г) рС с1,гэ Формулы эти могут быть использованы для нахождения сил по заданным условиям. Задача. Определить подъемную силу крыла при поле~с нзд уровнем моря, если плошадь крыла 50 м'-', скорость полета 36 м'сек, а коэфициент подьемноа силы равен 0,25. Р = — 0,25 50 36' = 2025 кг. 1 Определить, во сколько раэ подъемная сила крыты ири этих больше лобового сопротивления.

Р рС,5 рС,5Ф условиях по сокрашении получаем Р Ог с„' Огношение снл равно отношению нх коэфпциентов, поэтому случае инеем 0,25 Сх 0~016- Формула подъемной силы может быть применена хождения площади крыла, потребной для развития лпэгой для полета подъемной силы, в нашем для на- необхо- 43 Наати при тет жз условиях лобовое сопротивление, если его коэфицнеит ' равен 0,016. О = — „.0,016 50.36э = 129,6 яг. 1 Задача. Найти, кокова должна быть площадь крыла для создания виолете подти мной силы 360) «г прн скорости 40 мусе«и нормальных условиях, если козфнциеит по ъемной силы равен 0,4. Р = рС5!го.

л Решаем зто уравнение относительно 3, получим: Р аслх ' Подставляем цифровые значения, соответствующие условиям задачи: 3 б" 0 3= — = 4! мо. — 0,4 1 СОО 1 8 При аэродинамических испытаниях формулы сил Р н 1,! могут быть использованы для нахождения коэфиниентов Сд и С„ но для этого экспериментатор должен измерить скорость потока К площадь испытуемого крыла 5, знать массовую плотностб воздуха р при условиях опыта и на аэродинамических весах определить величину сил Р и Я. Таблица таигзнсов Тангенс Угол ~тангенс Тангенс Тангенс Угол Угол Тангенс Угол Угол 43о О 932 45о 10 47о 1,072 49 о 1,150 51о 1,235 55 1,428 Задача. Найти козфицпент подъемной силы воздуха 18 м/ее«, Площадь модели крыла 0,0064 сила Р = 0,03о «г; условия нормальные. Решаем вначале задачу в общем виде: Р = рС,,Я!ео! Р С = —.

—,ый' крыла, если скорость, потока м'; развиваемая им подъемная Оо !о 2о Зо 4о 4оЗО~ 5о бо уу бо бо 30' 7о 7о Зр бо 0 0,0175 0,0349 0,0524 0,0699 0,0787 0,0875 0,0963 О,!05 0,114 О,! 23 0,132 0,141 8о 30' 90 9оЗО' 10о 10о 30~ !!о 11о 30' !2о 12о 30' !Зо 1Зо 30о 14о 14о 30' 0,149 0,158 О, Р37 О,!76 0,185 0,194 0,203 0,213 0,223 0,231 0,240 0,249 0,259 15о 15о ЗО~ 16о 16о 30' !7о 17о 30' ! 80 19 20о 21о 22а 23" 24о 0,263 0,277 0,286 0,296 0,306 0,3! 5 0,325 0,344 0,364 0,384 0,404 0,424 0,445 25о 26о 27о 28о 29а Збо 3!о 32о ГЗо Збо 37о 39о 41о 0,446 0,487 0,510 0,532 0,554 0,577 0,601 0,625 0,649 0,700 0,754 0,810 0,869 59о бзо 65о 70о 75о 80о 85о 1,6б4 1,732 2,144 2,747 3,732 5,671 11,430 После подстановки имеем: С О,ОЗО О,З0 У= ! — О,ОО04 !Вэ 8 Найти при тех кге условиях С, — коэфициеит лобового сопротивления, если С1 = ОООб «г.

42 = рс„з!и, После подстановки имеем'. ж 0,0232. — ° 0,0064 ° 1У а 27. Физический смысл коэфициеитов С и С„ Козфициепты подъемной силы и силы лобового сопротивления представляют собой не просто отвлеченные числа, а имеют вполне определенный физический смысл. Для выяснения его решим следующую задачу. Коафициент подъемной силы С„скорость 1 .и!ге«, массовая плотность 1, площадь крыла 1 м'.

Чему равна в этом случае подъемная силар !э=! С ° 1 ° 1, т. е. Р= С. При данных условиях подъемная сила равна своему коэфициенту, а это значит, что коэфициент подъемной силы численно равен той подъемной силе, которую разовьет 1 м' поверхности крыла в среде, имеюгцей массовую плотность, равную единице, т. е. в 8 раз больше, чем при нормальных условиях, и если скорость приведена также к единице. Совершенно такой же смысл имеет коэфициент лобового сопротивления, численно равный той силе лобовою сопротивления, которая развивается 1 м' поверхности крыла в среде, имеюгцей плотность, равную единице, и если скорость движения приведена к единице.

Козфициепты ффи С, называются абсолютными, так как их величина зависит, в основном, от формы крыла и от угла атаки. В Англии и Германии применяются несколько другие обозначения коэфициентов. В нижеследующей таблице приведены обозначения коэфициентов в различных государствах. Обозначения коэфнцнентов коэфнциент полного сопротивления коэфнциент лобового сопро- тивления козфнцневт подъемной силы Государства СССР гстарые коэфнцненты) (новые коэфицнепты) .

Англия гстарые коэфнцненты) Гновые коэфнцяенты) . Германна С„ с„= 2С„ с„= 2С„ сл А' =С„ С =2С с =2С„ С„= 200 Сл 2Гл = С. С,= 2С„ с = 2С„ С = 200С„ Уг =С Ср — — 2С„. с =2Сл С,„= 200С, 29. Геометрические соотношения между силами Р и (,) Так как силы гт„, Р и Я представляют собой диагональ и стороны параллелограма, то между ними имеются вполне определенные геометрические отношения (рис. 47). . По известной теореме Пифагора имеем: Р, = Р + с,)~; гс„= 1~Р' + Я . дикое же соотношение имеется между коэфициентами сил: 28. Зависимость козфициентов С и С от угла атаки Изменение угла атаки крыла или пластинки сказывается сильнейшим образом на коэфициентах С„и С„.

Если крыло или пластинка поставлены по отношению к потоку с весьма малым углом атаки (у крыла — отрицательным), то разности давлений может совсем не быть, не будет также подъемной силы, а С будет равен нулю. Этот угол атаки называется углом нулевой лодбемной силы. С увеличением угла атаки подъемная сила увеличивается и достигает наибольшей величины у крыла обычно при ц, равном 14 — 18~, а у плоской пластинки— около Зоо. Тот угол атаки, ири котором С„достигает максимальной величины, называется критическим углом атаки. Дальнейшее увеличение угла ц вызывает уменьшение С вплоть до ц = 90о, при котором С„= О. Коэфициент лобового сопротивления при малых углах атаки невелик. Обычно он имеет наименьшую величину при углах атаки, близких к углу нулевой подъемной силы. Увеличение угла атаки вызывает непрерывный рост С, вплоть до ц=90о, при котором С„ достигает максимальной величины.