Прандтль Л., Титьенс О. Гидро- и аэромеханика (1123881), страница 39
Текст из файла (страница 39)
В дальнейшем, имея в выду приложен!и к авиации, мы будем рассматривать только такие тела !несуп!ие поверхности илн крылья аэроплана), для которых полное сопротивление направлено почти перпенднку.чарно к направлению течения, так что польемная сила получается большой, а лобовое сопротивление — малы«!. Подъемная сяда необходит!а д;ш поддержания аэроплана и поэтому желательна, а лобовое сопротивление является неизбежным злом и должло преололеватьсв тягою пропеллера.
96. Отпонтвнис подъеиинй силы к добовопу сопротивления!; качество врыла. Уже давно было известно т), что у плоских пластинок, наклоненных к направлению течения под небольшим углом,' подъемная сила значительно больше, чем лобовое сопротивление. Фиг. 87 изображает подъемную силу и лобовое сопротивление плоской пластинки, наклоненной о А к направлению течения под углом в 4 .
При этом отношение ~, кото. «) Ссылки на тарую литературу можно найти у Фннстервааьтера !во 1910 г.) и у Феппля. г ! и з ! е г» а1 С е г, яс Леговунаш)<. Внаущор С!с Сег ша!)т. '«т! зензспайеп, т. 4 !Месвапгй); г С р р 1, Ос тт!пб!«гв)!е ап еъенеп нпп де» ь!о!еп Р1апеп. За)пю г). Ь)о!от!»1!«сн)11-9!»С!епйсзе)1«с)!а11, т. 4, стр.
Ь), !9!Π— 1911. 168 ТЕОРИЯ КРЫЛА рос моокно рассматривать как меру качесгва несущей поверхности, в сильной степени зависит от формы контура пластинки; так, например, для прямоугольника с отноиениевс сторон 6:1, поставленного длинной стороной перпендикулярно к направлению течения, это отношение зна ппельно меньше, чем для квадратной пластинки такой лсе площади.
Следовательно, качество квадратной пластинки как несущей поверхности значительно хуже. Отношение Ф Ю' А — называется коэфицнентом сколюкення несущей поверхности; причина этого нззвания объясняется гем, что это отношение равно тангенсу того угла, под которым аэроплан и «и вернее несущая поверхность может выполнять пл ~нирую:цнй, т.
е. скользящий пол т. в.овское о Ро»пвл е ШИРИНУ КРЫЛа,т. Е.СТОРОНУ,ПЕР ~ЕНДИКУЛЯРНУЮ Киа- празл нию полета называют разпахом сто)тшц же, навос сел вю, ры «се: Ь ссое»в ппо ва «»ц, а- правленную по течению, — глубиною крыла; отношение размаха к гчубнн ' называется относительныч размахом.
Значительно большей подьемной силой, при том же лобовом сопротивлении, обладают изогнутые пластинки. Из фиг. 88 видно, что в этом случае отношение лобового сопротивления к под.ьемной силе примерно в два раза меньше, чем в случае плоской пластинки, наклоненной под таким же углом, следовательно, кач.ство этой изогну:ой пластинки пр ««серно в двз раза больше качества плоской плзстннки. А Еще бол е выгодны значения от ~ош ния 1р да~от несущие поверхности (крылья), применяемые в современных аэропланах.
))ля примера на фиг. 89 «Р показана поперечно сечение — „профиль" такого крыла. Необходимыми условиячи хорошего качества профиля является пре кде всего хорош е закругление передней его части и с ологая выпуклость верхней стороны; далее, задний конец профиля должен заканчиваться боле нли менее остро; что же ка- Ф сается нижней стороны, то в общею случае не столь важно, и огн1та ли немного эта сторона или же прямолинейна. Подробнее на связи полетю . зв.
пол»ее»а» сола п ных свойств крыла с формою его профиля чы суаеа ковер»посек <о»но. остановимся в № 99. Прл хороших профилях и '"'"""""" Р'*"" "' и "' выгодном относительном размахе, например 6:1, клопе»коз к вапоавле пю можно достичь для отношения — „в облзсти не- 1Р больших углов наклона, только и применяемых при нор«шльноч полете, значения 20 и больше. Так как лобовое сопротивление и в еще большей мере подъемная сила весьма зависят от угла наклона несущей поверхности к направлению течения, так называемого угла агаки, то необходимо более точно коэфнциснты подъгашой силы и лозового сопготивлвння 15!) опредешпь этот угол.
алело в том, что в случзе изогнутых поверхностей н осоо нно — в случае тел, ограниченных изогнуты11н поверхностями (современные толстые крылья), в этом отношении возникают некотор ге трудности, твк как до известной степени является произволом, какуго плоскость в крыле взять за плоскость отсчета. В случал крьгльев с профилеч, состоящим из дуг окружностей, за прямую отсчета беруг об,1к1овенно хорду. Лля профиля, у которого как нижняя, так и вертия1 сторонь1 выпуклы, за прямую отсчета можно взять прямую, соединяю пуз центр круга кривизны в передней части профиля с задним концом крыла (фиг.
90). Лругой способ определения угла атаки, выработавшийся в результате практики измерения этих углов, состоит в следующем: к профилю прикладывают угольгшк так, кзк показано на фиг. 91. Сторону э~ого угольника, расположив- а шугося вдоль нижней стороны профиля, и приничшют за пря- Фиг. ЕО. Онрелелгнне угла а а и али н офнл, с Му1О ОТС'Шга. ЗТОТ СПОСоб При олена стоРон вынукгог; а иран ю отсчета ~рн. маним пОчти ко вссю1 встрепана. ни.негев прина».
сосни нюща. цыгр кр,га «рл. вианы в и релнеа ча и кры а с лаан..н конное 1цнчся профиляч. Он обладает «рыла. еще тем препмущестгом, что вершина прямого угла приложенного угольника может служить хорошо определяешлм центроаг моментов. тн Кооме наиболее важного Фог, З!, Обычно нрн енееыыз с осот онреае.ын н Разложениа полного СОПРотив- у|на атаки и пен~ра но«антон.
Пения лс на подьемную силу А и лобовое сопротивление 1сг, часто приходится пользоваться разложением лс на касательную силу Т в направлении линии отсчета углов атаки и нормальную силу гт( в направлении, перпендикулярном к этой :шнии. 91. Еозфпцпрнты подъемной силы ц лобового сопротивления. Совершенно так же, как в предыдущей главе, мы ввели коэфициент лобо- ВО1О СОПРОГИВЛЕНИЯ йт нг л Тга 2 как 1еличину, характерную длв сопротивления ((г в этой формуле озна'1ает скорость), введем теперь аналогичную величину и длв подъемной снг1ы, так называемый коэфициент подъемной силы: А л 1«ч Дналогичаыч обРазоч опРеделЯ1отса и коэфициенты; сн — дла ИОРчальной гшы, с,— для тангенциальной силы и с,— для полно~о сопротивления.
1)еобходичо еще установить, какую площадь следует понимать под Р, В то время как раньше, при изучении сопротивления вообще, мы пони- 160 теоРля крыта Страна , Тсрсссшы н обозна евня совфициентов 11 язвой вешшнне о псосятся ! Германия ! Лс11ппеЬ Цгсбегг1эпд еа е, с С Кг Кп подъем |ая сила лобовое сопротивление 1йп агап !сй ага а СССР Америка Англия е !гс прн 1 Р = — кг еекг лсс и рог1а се Франция 1га!и.'е Следоватеш,по, Кл с, = 2С = С вЂ” 2К ..—. 16 К' с = 2Сл= Сп — 2КЬ вЂ” — 16К'„. 98.
Поляра и иоментнаи ьрпван крыли. 1ак как подъечнзя сила и лобовое со 'ротивление крггла сильно зависят от угла атаки, то, казалось бы, целесообразно рассбсатривзть соответствующие коэфициенты как функции угла атаки. Раньше так и делэлосьп для каждой несущей поверхности строились кривые са и с, с углоч атаки я в качестве независимой переменной (фнг. 93). В ~астности, эта фигура показывает, что в области углов атаки, наиболее важной в полетно-техническом отношении, именно, примерно от з= — Зо до и= !2', коэфицнент с, является приближенно линейной функцией, а коэфициент с — квадратичной функцией угла атаки а. Однако, на практике точное знание зависимости коэфнцпентов с а и с, ог угла атаки я не так необходимо (не говоря уже о том, что во время полета измерить угол з не так просто); поэточу по предложению Отто Лилиентзля (О.
! й!епраа!) для характеристики крыла стали применять кривую, показывающую зависимость коэфицнента подъемной силы с от коэфнциента лобового сопротнвтения с, причем угол атаки я отчечается у соответству1ощих точек этой кривой как пэраметр. мали под й' площадь проекпии тела на плоскость, перпендикулярную к направлению течения (коэфипиент сопротивления с без индекса), теперь, в случае несущих поверхностей, будедс понимать под Ь' всегда площадь нзнболь,цей проекции, Следовэтельно, для прячоугольных крыльев К будет рвано произведению ширины, илп размаха крыла Ь нз глубину крыла (фиг. 92). Йля непрямоугольных б, с- крьпьев Г равно инте(разу ! )~И.
фис. 99. пловсвдв Р= б., Определение коэфнциентов подъемной силы и вдов 1в в форлтд» ддв в вфичис-сов ~од - ов лобового сопротивления в различных странах разсисы, вобовосо совросив- ' лсввви т. л. лгчное, а именно: )б) пиля«а и момвнтндя крнндя крыла т,о о,б ог о,о -о,г Фнг. 93. Козфнпиенты польгмиой силы н зобо.
ного сопрот в~ ннк «ак фун,инп гола атак«. Фнг. 94. Позера крыла. Угоз атаке отмечен в отдельных точках нривой Квк параметр. больше, чем масштаб для сгг Это делается обыкновенно всегда, так как при практически пртгчепясмых углах атаки сопротивление весьма мало по сравнепита с подъемной силой. Знание подьемной силы и лоборога сопротивления позволяет опреде:шть геометрическим сложением величину и направление полного сопротивления; но для полного определе- н ипя этой результирующей силы не- гу обходима еще знать ее положение. я Однако, указание точки ее приложес ния нецелесообразно, так как иногда иго гх эта точка можст окззаться отодвинуэру гой далека ат крыла; поэтому пред- ПОЧтвтЕЛЬНЕЕ ОПРЕДЕЛИТЬ МОМЕНТ Этай Ф, Рги -п ты относительно саатветствуюгцим оезультиРуююеи воздуюнон силы (п.л г е со.
протинление) на подъемную силу н лобанов гнбразом выбранного центра или оси, сопротивление, а такие ка нормальную и .'а центр моментов О обыкнавзн:то тангенпнвлы ую силы. принимают вершину прях|ага угла, с~оравы каторога касаются профиля в трех точках (фиг. 95). Если )ьг есть нормальный компонент полного сопротивления (относттгсльно взятой линии отсчета углов атаки), то, обозначая через а рассто. 'шие этого коттпонента от центра моментов О, имеем: т'т) = №. гттамент считается положительным, если он стремится поднять заднюю «рамку крьша )фиг.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
