Л. Прандтль - Гидроаэромеханика (1123861), страница 50

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 50)

225). Штриховал кривая двет 'Я сьмсьг~ и Л Н., Ъчегй, КееоегеЬ, НаГеп, т. 13 (1934), стр. 1. — — ~0 эа з 0,О10 0,007 0,000 0,00Л 10" 10' 0,00З 10' 0,007 о,оопп 0,001, ~0' |О' 10' ~0' ~0' Рис. 153. Зависимость коэффициента сопротивления трения ст шероховатых пластинок от числе Рейнольдсе те значения длины пластинки, после превышения которых имеет место состояние теченин с вполне развившимся влннннем шероховатости. Сопротивление трения круглых пластинок, вращающихся в своей плоскости, будет рассмотрено в 011 гл.

Н. 016. Крыло. До сих пор мы рассматривали только такие случаи движения тел в жидкости, когда вследствие симметрии обтеканпл сила сопротивления жидкости была направлена прямо противоположно направлению движения. Меясду тем в общем случае сила сопротивления образует некоторый угол с направлением движения, причем иногда в сочетании с вращающим моментом относительно некоторой оси. На возникновении силы сопротивления, направленной под углом к направлению движения тела, основано действие крыла самолета, а на возникновении момента сопротивления — действие колеса ветряка.

В обоих случаях, кроме полезного действин сопротивления, имеет место также вредное действие, обусловленное той составляющей сопротивленил, которая направлена в сторону, прямо противоположную движению крыла. Эта составляющая полного сопротивленин носит название лобового сопротивления. Другап составляющан, перпендикулярная к направлению движения, называется лодьемной силой. Очевидно, что крыло будет тем лучше,.

чем больше его подъемная сила и чем меньше лобовое сопротивление. Довольно хорошо удовлетворяют этому требованию плоские пластинки, установленные под небольшим углом к направлению яви>кения (этот угол принято называть уг- лом атаки). Однако, как доказал в 1873 г. опытным путем Лилиенталь', значительно лучше в этом отношении немного изогнутые пластинки.

Тонкие пластинки с успехом могут быть заменены довольно толстыми пластинками с профилем, напоминающим рыбу (рис. 149). Вполне пригодны даже очень толстые крылья, как это доназал в 1917 г. Юнкерс (Н.Зцп(сета), построивший цельнометаллический самолет с крыльями, воспринимавшими нагрузку только при помощи системы внутренних подпорок (лонжеронов и нервюр), скрытых внутри крыла. Некоторые профили крыльев старых типов изображены на рис. 154; они очень похожи на профили крыльев хорошо летагощих птиц. Рис.

154. Старые профили крыльев Рис. 155. Современные профили крыльев г 1. ~ 1~ е п Г 1г а! О., Оег Чоае!йиа а!а Огшк1!абе оег Е11еле1гиоаг, 1999. гЬегг1а О. ЪЧ,, Зогггп ог 15е Ггоу. легло. Бос. 1939 (мей), В прежние годы при конструировании самолетов обычно стремились получить возможно большую подъемную силу.

В настоящее время главными требованиями, предъявлнемыми к самолету, являются высоиая скорость полета и легкая управляемость. Эти требования привели к разработке новых типов профилей. некоторые из которых изображены на рис. 155. Самый нижний из них имеет особенно малое лобовое сопротивление, следовательно, он особенно пригоден для скоростных самолетов.

Отличительной особенностью профилей, удовлетворяющих требованию легкой управляемости самолета, является неизменное положение центра давления на крыле (см. ниже. стр. 272). Клк уже было упомянуто в предыдущем параграфе, можно сохранить пограничный слой опало крыла на значительном протяжении ламинарным и тем самым уменьшить сопротивление трения, если переместить место наибольшей толщины профиля возможно дальше назад — к концу профиля . Самый нижний профиль иа рис. 155, а также профиль 5 на рнс. 156 имеют именно такую форму. В верхней частн рис. 156 изображено распределение 0,5 0,5 Рис.

156. Теоретическое распределение давления на поверхности двух симметричных профилей при угле атаки в 0 Рис. 157. Разложение полной силы сопротивления Л нв подъемную силу А и лобовое сопротивление Иг, в также нв нормальную и касательную силы аг н Т давления, вычисленное Тани и Митуизи' для двух профилей: длл профиля а старого типа н длн современного скоростного профиля 6, имеющего только что указанную форму. Обв зти распределения, полученные путем теаретнчесюгх вычислений, хороша согласуются с экспериментом.

Измерения сопротивления, выполненные при угле втеки в 0' и при числе Рейнольдсв К = 3 10е, дали следующие значения коэффициента сопротивления с: для профиля (а) с = 0,0063, для профиля (6) с = 0,0030. Для получения численных характеристик свойств крыла результирующая сила сопротивления г4 разлагается на две составляющие (рис. 157): либо на уже упомянутые подъемную силу А и лобовое сопротивление Иг, действующие в направлениях, перпендикулярном и параллельном направлению движении, либо на нормальную силу )з1 и касательную силу Т, действующие в направлениях, перпендикулярном и параллельном какай-нибудь линии профиля, например, его хорде, т. е.

примой, соединяющей переднюю и заднюю точки профиля. Так как плоШадь проекции крыла на плоскость, перпендикулярную к направлению движения, зависит от угла атаки, то для удобства вычислений приннто относить безразмерные коэффициснты указанных выше сил не к этой переменной площади, а к постоянной площади Г наибольшей проекции гТлп~ лп! М1тп1л1., Керогс Аегопкпг Келевгсй1плраиГ "Ь Тайно!тр. 11п1т., т. 4 (еепсь, 1942). стр.

179, в которой приводится результаты швейцарских исследовлиий. крыла. В случае прямоугольного крыла эта площадь равна Г = 15, где 1 есть размах крыла (размер в направлении, перпендикулярном к движению), а 5 — ширина крыла (размер в направлении движения). Подох прежнему обозначая динамическое давление — через рю мы можем написать: А = с,Грац И' = с„Грю (88) М = с„Грьп Т = с~Грю где с„с, с„и сз суть коэффициенты подъемной силы, лобового сопротивления, нормальной силы и касательной силы. Силы А и И', с одной стороны, и силы М и Т, с другой, представляют собой составляющие одного и того же вектора Л по осям двух прямоугольных систем коордикат, повернутых одна относительно другой на угол а, образуемый хордой крыла с направлением движения; поэтому для перехода от сил А и Иг к силам М и Т и обратно применимы формулы преобразования координат, известные из аналитической геометрии.

Разделив эти формулы на Грю мы получим формулы для пересчета коэффициентов с, и с в коэффициенты с„и св, и обратно. Первые формулы имеют вид: < сч = с сова+с в1па, с~ = — с,в1па+ с сова. (89) Картина течения вокруг крыла зависит от угла атаки а, поэтому коэффициенты с, и с, а следовательно, на основании формул (89), также коэффициенты с„и с~ являются функциями угла атаки а. На рис. 158 показано типичное изменение этих функций длн самого верхнего из профилей, изображенных на рис.

155, причем для случая, когда отношение размаха крыла к его ширине равно 5: 1. В области углов атаки от А до 8 обтекание крыла происходит плавно, т.е. поток па всем протяжении крыла прилегает к нему (рис. 159). Наоборот, в области углов атаки, лежащих слева от А и справа от В, обтекание крыла происходит с отрывом потока па нижней или верхней его поверхности (рис.

160). Пространство между оторвавшимсн потоком н поверхностью крыла заполняется вихрями, поэтому, как только возникает отрыв, лобовое сопротивление значительно повышается, а подъемная сила, наоборот, значительно понюкается. Кривые, изображающие зависимость коэффициентов с, н с„, от угла атаки (рис.

158), можно объединить в одну кривую следующим образом: значения с, и с, соответствующие общему значению угла атаки а, откладываются в прямоугольной системе осей как абсциссы Рпс. 158. Зависимость коэффициентов подъемной силы (с,) и лобового со- противления (с ) ат угла атаки а. Для облегчения отсчета на оси ординат поставлены числа, в сто раз большие действительных значений с„и с Рис. 159. Плавное обтекание крыла и ордпнаты, и таким путем получается кривая, .называеман поллрой (рис. 161).

Около отдельных точек поляры надпнсываются соответствующие значения угла атаки. Так как подъемная сила А и лобовое сопротивление Иг представляют собой прямоугольные составляющие полной Рис. 160. Обтекание крыла с отрывом потока 12 1О Рис. 161. Поляра (изображена сплошной линией) и моментная кривая (изображена штрнхпунктиром). Лля облегченил отсчета на оснх абсцисс и ординат поставлены числа, в сто рез большие действительных значении с„с, и с,„ силы сопротивления, то отрезок прямой, соединяьошей начало координат с какой-нибудь точкой поляры, прсдставлнет собой не что иное, как коэффициент полного сопротивлении Й и указывает своим направлением направление полного сопротивления Л. Такой способ графического изображения связи между с, и с впервые был применен, по-видимому, О.Лилиенталем. Эйфельз улучшил этот способ тем, что стал откладывать значения коэффициента сопротивления, обычно очень малые, в масштабе в пять раз большем масштаба коэффициента подъемной силы.

Изображение аэродинамических свойств крыла при помощи поляры оказалось очень удобным для целой авиационной техники и поэтому получило очень широкое распространение. Следующей важной характеристикой аэродинамических свойств крыла явлнется положение полной силы сопротивлении В относительно крыла для каждого угла атаки. Это положение махает быть задано расстолннем з точки Р, в которой сила В пересекает хорду крыла 0(~, от передней точки профилн 0 !см. рнс.

157). Точка Р пазываетсн ценгпрол! давления крыла. Однако такой способ задания положения силы Л неудобен длн графического изображении, а также для целей интерполяции, так как для угла атаки, соответствующего нормальной силе дг = О, расстояние а почти всегда делается равным бесконечности. Значительно удобнее вместо расстояния а указывать момент М полного сопротивления В относительно точки О, который нзме~ястся при изменении угла атаки сг очень постепенно. Этот момент, как легко вндстгч равен М = гггз, следовательно, зная М и Ж, мо1кпо всегда найти ж Длл того чтобы коэффициент пропорциональности с„„свнзывающий момент М с произведением с'рл, был бсзрамерным числом, необходимо умножить произведение г'рл на некоторую длину.

Характеристики

Список файлов книги