Л. Прандтль - Гидроаэромеханика (1123861), страница 51
Текст из файла (страница 51)
В качестве такой длины удобнее всего взнть ширину профилн 01~ = Ь. Тогда мы будем иметь: 190) М = с Краб. Коэффициент с называется ноэ1Рфициеялгол! л!ожента. Зависимость его от коэффициента подъемной силы с„изображена на рис. 161 штрих- пунктирной кривой !значения с отложены по оси абсцисс). Представление коэффициента с в виде функции от с, удобно потому, что коэффициент с, в технически важной области углов атаки, при которых обтекание крыла происходит плавно, увеличивается с возрастанием угла атаки очень равномерно. Вторая причина, почему в качестве независимой переменной берутся значенин с„выяснится в дальнейшем, в ~17.
Линил, соединяющая переднюю и задшою точки профиля и проведенная так, что кагкдая ес точка лежит на одинаковом расстоянии от верхнего и нижнего обвода профилн. называется слелетной линией ! е111ег 11., !чоагс!1ез геспегсьез ьчг!а геа14!апг( не!'а1г е! Гаг1аггаа. Ра~ы, 1914. профиля. Для симметричных профилей, скелетная линия которых представляет собой, очевидно, прямую линию, центр давленин лежит при всех углах атаки довольно точно на расстоянии 1/4 ширины профиля от его передней точки. Для профилей со скелетной линией в виде дуги круга центр давленил при нулевом угле атаки (относительно хорды скелетной линии) лежит в середине профилл. При других углах атаки центр давления таких профилей перемеШается в ту нлн другую сторону от указанного положения.
Кроме симметричных профилей свойством неизменности положеннл центра давления обладают также некоторые профили со скелетной линией в виде слабо изогнутой буквы Я, причем расстояние центра давления от передней точки профиля для них равно также 1/4 ширины профиля. Рнс. 162. Распределение давления на нижней к верхней сторонах профиля прн различных углах атаки На рис. 162 показано распределение давления на нижней и верхней сторонах профиля, сходного со средним из профилей, изображенных на рис. 154, при обтекании под углами атаки в 0: 6: 12 и 18'. При обтекании под углом атаки в 18' происходит отрыв потока па верхней стороне профиля.
На атой стороне вблизи передней точки давление понижается на величину, примерно в три раза большую динамического давления в передней точке. На нижней стороне профнлл максимальное увеличение давления. не превышает, как это следует из уравнения Бернулли, однократной величины динамического давления в передней точке. Как уже было упомлнуто, максимальная подъемнал сила крыла имеет место при том угле атаки, после превышенпл которого происходит отрыв потока на верхней стороне профцлл. При возрастании числа Рейпольдса (а также прн возрастании турбулентности воздушного потока при продувке в аэродинамической трубе) подъемная сила увеличиваетсл незначительно. Однако при малых числах Рейнольдса, меньших 100000, возникают условия, которые легко могут привести к резкому уменьшению подъемной силы (см.
стр. 191). Это обстоятельство следует учитывать при постройке моделей самолетов. Именно поэтому лучшие профили для моделей имеют несколько иную форму, чем профили для настоящих самолетов. Согласно исследованиям Шмитца" для моделей особенно пригодны профили с острым передним концом. Шмитц установил также, что хорошие профили длн настонщих самолетов могут быть сделаны пригодными для моделей, если перед передней иромкой крыла модели натннуть тонкую проволоку или нитку (благодаря этому набегающий поток воздуха делается турбулентным). Рис. 163. Крыло со щитком (наверху) и крыло с шалевым закрылком и предкрылком (внизу) При взлете и посадке самолета, когда скорость полета сравнительно невелика, крылья самолетов, рассчитанных иа высокие скорости полета, пе могут дать достаточной подъемной силы.
В таких случаях для повышения подъемной силы прнменнютсн различного рода специальные приспособления, из которых лучше всего оправдали себн щитки и щелевые закрылки (рис. 163). Щиток представлнет собой пластинку, вплотную примыкающую к нижней поверхности крыла около его задней кромки и отгибаемую вниз при взлете и посадке. При опущенном щитке в пространство между ним и задней кромкой крыла возникает очень сильное понижение давления, распространяющееся затем и на верхюою поверхность крыла. Это понижение давления н приводит к увеличению подъемной силы. Щелевой закрылок представляет собой небольшое крыло, при нормальном полете вплотную прилегающее к основному крылу.
При взлете и посадке закрылок опускаетсл, вследствие ~его резко увсличивается кривизна крыла и. кроме того, создается щель 'Б Ьгп~1е Р. ЪЧ .. Аыобуилжй Лез Р!чягполмъ. Тгаалпиясилемипяеп, Ъ Веинс 194и между ним и основным крылом, что и приводит к увеличению подьемной силы. Часто закрылок применяется в сочетании с предкрылком (см. рис. 111). Ширина щитка и звкрылкэ обычно составляет от 1/5 до 1/4 части ширины всего ирылв. Максимальный коэффициент подьемной силы с, .„для профилей, изображенных не рис. 154, равен от 1,2 до 1,5, е для профилей, изображенных не рис.
155, — от 1,0 до 1,1. При помощи щитка эти коэффициенты могут быть повышены до 2,3-2>5, при помощи звкрылкв — до 2,5-2,7, в прп помощи звирылкв в сочетении с предкрылком — примерно до 3,0. Заслуживает упоминании следующее обстоятельство, связанное с отрывом потока от крыла: процесс отрыва требует известного времени. Именно поэтому, как впервые экспериментально обнаружил Крамер' при внезапном увеличении угла атаки до значения, большего критического, поток в течение короткого промежутка времени еще продел>кает прилегать к поверхности крыла, вследствие чего достигается подъемная сила, значительно большая ее значения на предкритическом угле атаки. Только по прошествии определенного времени подъемная сила понижается до своего критического значения.
Внезапное резкое увеличение угла атаки наблюдается в условиях действительного полета при вертикальных порывах ветра; обусловленное этим резкое увеличение подъемной силы приводит к большому вертикальному ускорению, которое вызывает неприятное ощущение у пассажиров самолета. Подробности рассмотренного явления н других, связанных с ним явлений, очень тщательно изучены Фарреном~. Аэродинамические свойства крыла, твк же кви и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла Г к его ширине Ь (это отношение 1: Ь называется относительным рпзжахолй или уд>>имением); в именно, коэффициент лобового сопротивлении с, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы г„ тем меньше, чем больше относительный размах.
Наоборот, коэффициент подъемной силы. соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, покв обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление тренин, в также сопротивление давления (голи имеет место отрыв потока) остаются. конечно, неучтенными, ~то г к га гп е г м ., ее>гвгнг.
Г. Нади и. магог).. т 23 (1932), стр. 155. з Ра г ген Ш . Я .. Пе> а. Мс>п., М 1561 (1933) и й51643 (1935), см. также Н а ) ! М!М. а. б, 1пвс. Г. Аегсбу~>агп)х Ещб. Тес1т. Нссйм ск. Ейгнб> М Е/5 (1936)> в атал работе рассматривается ел ланкс внезапного уаслнчсння пппъемнай силы ка внбранпн крыла. Рис. 164. Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления при плос- ком обтекании крыла всегда следует иметь в виду, когда сравпиваютсн результаты теории с результатами опыта.
С точки зрения теории наиболсо простым случаем лвллетсл обтекание крыла бесконечного размаха. Практически условия обтеканил такого крыла осуществляются па крыло конечного размаха, вплотную прилегающего своими боковыми копцамн к двум параллельным степкам. Устаповившеесл движение жидкости без тренил около такого крыла представляет собой потенциальна~ течение с циркуляцией (см. З 11 гл. 11). Насколько хорошо эта теория, развитая Куттаг и Жуковскнмз, согласуется с опытом, показывает рис. 164.
На этом рисунке даны для профиля Жуковского (нижний из профилей, изображенных на рис. !54) теоретические и экспериментальные значения коэффициентов подъемной силы н лобового сопротивления. Теоретическое лобовое сопротивление равно нулю, действительное лобовое сопротивление в основном состоит нз сопротивления трения. Дей1ствительная подъемная сила несколько меньше теоретической, что также объясняется трением, влияние которого равносильно небольшому уменьшени1о угла атаки (пограничный слой на верхней стороне крыла по мере приближения к его задней кромке утолщается; это уменьшает циркуляцию, что равносильно уменьшению угла атаки).
В области углов атаки, соответствующих безотрывному обтеканию, теоретическое распределение давления вдоль профиля Жуковского хорошо совпадает с практически измеренным распределением давления, если только учесть упомянутое уменьшение угла атаки . ' Ко!С а %. М., Б!Сзоийзьег. д. Вауг. А1сащ о. гт1зз., М.-РЬ. К1.
1910 и 1911. Ж у к о в с к и й Н . Е., Е. Г. Р1ойс. о. Моеог., т. 1 (1910), стр. 281; сы. также Ж уко а с к и й Н. Е., Аегойуиаинчое, Раг!з, 1916 (оеревод на арениузскнй язык книги Н.Е.Жуковского, етеоретичесние основы воздухоплаваниях, Москве, 1911 ). Кутта и Жуковский изучили профили, получаэшиесл следующим образом: окружность, обтекаемая жидкостью в плоскости Ь', конформно отображалась на плоскость л таким образом, что другая окружность, пересекавшая э плоскости Ь' первую (или касавшаяся ее), переходила э прлмолинейный отрезан на плоскости э. Однако таким путем удавалось получить профили только вполне определеннога вида.
Карман и Треффцс, используя конформное отображение кругового двуугольника, получили ряд других профилей. Мизес указал отображения, которые да!от многие другие профили, в том числе н профили с постоянным центром давления. В результате многочисленных дальнейших рабата, иэ которых особо следует упомянуть работы Теодореса и Гаррикас, были разработаны методы, позволяющие рассчитать потенциальное течение с циркуляцией опало любого заданного профиля, следовательно, позволяющие вычислить также распределенно давления вдоль профиля, Был найден способ приближенного решения и обратной задачи: отыскания профиля, на катаром имеет место заданное распределение давления'. Далее были разработаны теоретические методы для расчета двухмерного обтекания биплана.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
