Л. Прандтль, О. Титьенс - Гидро- и аэромеханика, том 2 - Движение жидкостей с трением и технические приложения (1132333), страница 41
Текст из файла (страница 41)
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 такую кривую принята называть полярой Лилиенталя или п«осто по,ирой, Фнг. 94 показываег потиру для профиля, изобрансеннаго внизу этой же фиггры, При построении этой го зары масштаб для с взят в пять раз 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. 95). Гидро. и аэро«и«анака, т, и.
'1КОРИЯ КРЫЛА Прелсташш момент в такой жс форме, кзк п сопротивление, т. с. бупсм считать его функцией Е' — „, но лля сохранения правильной рзлмсрцости в юдсе] в кз]сстос ешо,к]меля глубину крыла (1 тогда будем иметь: Л4 = Сы Р—;;- (, р Ьее ]лс с сстл, бе.]р;юмс]шый к1шфицисит ыпмспла, Так кзк Л)=Лга и, о К,»Ы1С То]'П, о ]те М = — С ге»'-,—, е ]ПК]е]Опии 91 и ет] в выгпеп]пп]С]ип]ОС равщ1СТИО, пол]' "]а СМ: Л или ]о, иодстажпш э]и "1 ст .Ал» характеристики крыла принято строп]ь криву»1, гьн]бр]пк ион]у]о со ьзк фуп]киио со, (ф] г. 999 ир,шем около отлсльиых точек получ.иной кривой, тзк нвзывземой ыоменп]ой кривой указыва]отея соотвсгству]ощ«е уг.г,] ашки 1зк как с =с„с052 — с 5(пл, тО при малых УГ.1,1Х;]Тани Со ОЧСНЬ Ыа.]П ОТЛИЧ;]ЕТСЯ ОТ См, И ПОЭГОЫУ ИРПОЛШКСИИО ЫОеКНО Наниеатвп з с г с, Фы ! З. Л] ее»ее о ~еж е»о м.шм ее, и о. его ог «о»фее»ее(» момеоы. ]з]гим образом, если сосл;пш]ь ту точку ыом н]ной кривой, которая соопестсшует среднему углу з]зки (на фнг.
91 л ==. Зо), с началом координат и иролгхтипнь эту прил]у]о ио лру]1]о сторону момептной кривой ло пересечения с горизонтальной 11]тнеп1й со = — 1, то па этой прямой будет отсечен отрезок, 5 приближенно равныЙ вЂ” . Плсловатсльпо, перемещение этой точки перссечения на пр;шой с„-=1 при изменении угла атаки пок,]зы»аст перемещение центрз давления нз линии Отсчета углов азаки. 99.
Салль между иолетиымл свойствами кргз.]а н формой профили. Формы профилей, обы шо ирине]иемые лля крыгп ев на практике, в об]цсм случае ис могут быль выраженьг прост]отш еитсмзтическими ура»испними (шншпка в это» направлении была сделана Бентсмаиом и ;1»срлингом 1)(. Поэтому клзссифнкацня профилей в отношении их полетных свойств 1П1 форме профиля в об]цем случае нсвозыожна. Исключение с1стш1ляет ]о]ько одпз группа профилей, так называемые профили Жукивско]о(см. М 113), так как их форма опр'лсляется только дв]ош парам]отреши — толщиной и кривизной.
На основе классификации, лавземой ') Е о о11]п и, й; Г]пе ]но]с]И1ий ]аг Г]вяс]йго]1]с, 7. Р. А].. т 7, гтп. 4!. 1Э!б си!зь и!о«дч !чот!вчн!!ми свойс!вамп кгьшх н яогмай пгчььпги 163 этими обоими парзистрамн, бали систематически последов:шы самые разнообрззнь!е профи.чи этой группы '). Попытка устина!«!ения связи мшкду полстнымн свойсгвзмп и форш!8 профиля на основе чсорстньо-функциональных соображеш й оы.ча сделана Гсккслсром а). Обзор ~!срзых много !пслснных сисиипгичсскпх !!сслсдований в этом папрзвлении, произведенных в Ангшш, .ча ! Б исльсбсргср з).
В эж!х исслсдоваьиях расс!!атрнвас~сч! влияние, о«азы,исш!е на полетные свпйсгпз нзиснсписм поло,ксана !ьи!бос!ьп!сй вьио!ы профиля, изменение!! толщины профиля у передней илп ззднсй ьрочпсн и т. д 11лчт профилей, которые лоси гочно !олс ты, чтобы быть при!одними д:и свободно пасущих кр!яльсв, т, с. крьиьев без ш ружпь!х растяжск. многочисленные систсьшти !вски« исслсдогиюи произведи!ы в Соединенных штчтах Севсрпой Америки 4).
Полети!яе свойства профи и хтчрп!тче!чипу'!отея криво!о коэфш!ншпп подъемной силы н момснтцой кригой; последняя ласт меру сга!ичсской продольной уст~!йчивостн крыла. Однако, при этом следу*т иметь в шшу, что сопротивление крыла зависит нс только от ужи агакн и формы профиля, но в значи!сльпой степени и от о!ношения ра.о!ахз крыла б к его глубине 1, т. е. от относпгельпого размаха. Поэточ!уь если желательно установить влияние только одной формы профи.и, то необходимо исследовать крьиья одного относите,!ьного размаха. Все ншксприводнмыс поляры относятся к относительному разтшху Лм)= 5;1, Вообще можно сказать, ио сопротивление крыла складывается пз трех величин: 1. Сопротивчсния трения; оно сильно зависит от свойств поверхности крыла и для очень глздкпх кр,!льев может быть сделано очень псоольшю!. 2, Части сопротивления давления, обусловленной вихревой мертвой зоной позади крыла, У толстых профилей этз часть все!да больше, чем гонких, 3 Чзсчи сопротивления дав!вши, водника!ощсй оттого, что воздух ппк!с! крылз вследствие подьсмнай силы атклош!ется «пизу и поэтому крылу необходимо !!риз:!ть больший угол атаки, чем этг, было бы ну:«- нч в случае отсу!стеня указанного а!клонснпя.
Кч!к мы увидим подробнее в № 113, это отклонение происходит блзгодаря обтеканикч концов крыла и тем сильнее, чем меньше относительный размах крыла. Рпссм.!т,иваемое сопротивление есть не что инас, кзк горизонтальпзи сосивляк~пи!я подъемной силы, позпика!ощи вслсгитвие упомииучо!о увели инин ' гча атаки, и называется индуктивным сопротивлением. Игак, э!а третья состав июпия полного сопротивлении в высокой гш!сни ззвиснт от относительного разчахз. Теория показывает Н Лч , т С . й, тл ХШ Т1И !де ГЧСЗ Ттаййаейсиаьйт!СЬЧ /.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
