Л. Прандтль, О. Титьенс - Гидро- и аэромеханика, том 2 - Движение жидкостей с трением и технические приложения (1132333), страница 42
Текст из файла (страница 42)
и. Л!., т. 8, Стр, 187 '17. 5 с Ь г е и К, Ос 5уччстацзсй Вп!егчпсвппйеп ап.!опйочк 1<у-Рггй1сп. 3. Г. гй 18 стр, 23.,1827. Вас м, Ос Г!и Вейгай хпг 57 !с~паччктггтуо гхожьву Ро !Пс. 1Л Л1., т 18, стр..ч71. 1917. '! !уе с К е1 с г,,!озс ОЬсг Лп1гг еЬ ппп Мачыс1че Еапдззчаш!иач топ Г1нйзспяИйпйе1п !п йгсп Лгчв.нчй!йхе!! хоп пег Ргс!!!)опп.
3. Г, Л1., г. !3, стр. 137 1йэ1 т! чЛГ1с з е!з Ь с г й е г, Сс Тгай!1асйепип!егзпс1чппйеп сЧег епй11зс!ип усипспз' !а11;и 'года!па!оп. «Г. М., т. 7, счр 18. 1П!6. т! Н е ги а п п, Ис Леощтпзпч!ьгпе В!йепзсччзйеп сйсвсг Ргорйе (паса аьчсм' опзгнсп Вег!сйпеп), Х. Г. Л1., т. 11, стр., 13. 1920. 1.* «сория кры.«й 1сзг. № 11о>, цо е«««дуктигз««ое сопротивление есть функция второй степени от подметшой силы; поэзочу, ес еи изобразить эту ззвисииос«ь графически на диаграмме (с„с.
), то получится парабола, зависящая ог т, Р' 0 от ог О От О От о тв отв Ф««т. 97 99. ПазваЫ «рЫЛЬЕВ Прпбзов тЕЛЬНа ОзппаКОВай тапв«««Ы, На раЗЛН«Най ВЫПГКЛОСтн, о~носительного размаха, н при этом — с вершиною в начале коорди«пт. На диаграммах, изображенных на фзш. Р7 — 106, кротее поляр построены параболы индуктивного сопротивлении д.я относительного рззмаха 5:1. то сн ов ое ,ай в 4ИИ~ О нт. Ь.О-Н2 Палзры крыльев с олннакоаай срелнею выпгк.юсть«о, но разл: твой тапнннл, 1'взнос гь межлу соответствую.цичи збсциссачи поляры и пзраболы инл>ктивного сопротивления предсгавляет собого с>ччу сопротивления трения и части сопротивления давления; эта с>те«го называется профильны«г сопротивлением. укажем теперь, на примере отле:и ных крыльев, некоторые ззвисиь«ости между полетными свойствзчи крыльев и формою пх профиля. т,в тг тв сн~ МЬ Ев СаяЗЬ МЮКдв П,!ЛятИЫМИ СВОйетээтв! КрЬШЭ И ФОрМОй ПрОФИЛя 165 Фиг.
97 — 99 показывают, что при приблизитслы|о одинаковой толщине крыла и одинаковом угле атаки увели*!еиие выпукгости влечет за собою зпа'!ительное увеличеиие потьемиой силы. Правда, при этом увеличива- П' ется и лобовос сопротивление, при!ем та;;, !то отношение — с увели- А чеиием выпуклости несколько увеличивается, т.
е. ухудшав!ся качество крылэ. Мол!сирила! кривая с учеиьшсипеч выпуклости делается в:е более и более прямолииейиой и для симметричного профиля проходит через начало координат. Следавэтельио, прп симметричном профиле ие происходит перемещения цситрэ дэвлеиия при изменении угла атаки.
йг гг -эг -р .рг Флт. !ОЗ и ! 4. Профи иное сонротивлелне в ещеы случае воарастает С уаеливениеи толщины профиле. Рассматривая фиг. 100 — 102, зэаеечаст!, чго дтя крыльев с одинаково!о среднею выпуклостью увеличенис их толщины влечет за собою, с папой стороны, увеличение пологости поляр 1особеигео при отрицательных >глэх атаки), э с другой с!ороиы, — повышение максимума подъемной силы. Фиг. 103 и 104 показывают, что увсличсиие толщииы профиля влечет за собою вообще повышение лобового сопротивтсиия для ьте!их и тех же значений подземкой силы; это обьясияется ббльшим сопротивлением давлеиия более толстого профиля, между тем как сопротивление трения для обоих профилей почти одииаково.
Почти исклюштельио одно сопротивление трения да!от очель узкие профили !с области малых углов атаки. Наконец, фпг 105 и 106 показывают, что о:, ускаиие передней кромки !'рыла влечет за собою зкачптельиос увеличение сопротивления ири и' .т щи х > глих атаки, За!!стив! еще, что шероховатость иес>в!их повертиостсй всегда зца'пмельио увели !ивает лоГ>овос сопротивление и уиеныцает подъемную еи еу Б этом отношении особскио ч>вствительна верхняя сторона крьаа, э на ней э сншо очередь — область псрслисй иромки и середина; шеро- теория кРылА ховатость жс верхней стороны вблизи зздвсй кромки, даже и значительная, не ок1зь>вист почти никакого влияния '). 100.
!!п.верные стой>твп ризревиых крыльев. Особого рассмотрения аисту>кивают крылья, профиль которых состоит иэ двух или нескольких ощсльных чытей. Эти так называемые разрезные крылья впервые бы>и пред>к>живы Лихманом з) 1!918) и нею>юсино от него — Хсн- 1.>ей Псджем >) 11920). Отличительным свойством этих крыльев является А пх щы>игольно больвюя подьсмпая сила. Однако, качество их —, в ус- Ж' .>они>х нормального полста хуже, чем кзчсс>во обыкновенных, нсрззРещ1,ж кр,>льсз. Техническая ценность таких крыльев заключается прщклс всего в точ, по они до;>ускают полет на значительно меныиих г,д ав О,Е дл аг -ал ннн.
>оз и 1о. пр филин е сокр т кленов вь вольвах отршыхельных >ххах иглхн н лриегиех ири аитекиннн иерелиеа нроннл квьь>л. скоростях, >то особенно важно прн стар>с и посадке нз неболыиих аэродромах. В уело«иях же нормального полета необходимо закрывать >цель при помощи особых конструктивных приспособлений, тзк как инзче лооовое сопротивление будет слишком велико. Из фиг. 107 видно, что максимальный коэфициент под.ьемной силы разрезного крьща указанного па фигуре профиля равен с„= — 2,08, максимальный >ке коэфициснт полььхгной силы такого >кс нсразрсзного крыло составллет только с =-- 1,38. Однако, в то время как паивыголнсйший коэфццнент скольжения для рассматриваемого профиля в неразрсзанноч впдс раасн ',1 „ прн пщи> шп открытой шетн он равен только ~)11, а прп закрытой щели — ' '„..
Впщ большие коэфнциенты подъемной силы 11>о с == 2.3) лают рз>резные крь>лья с несколькими щелями >фиг. 1081. Наблюдающееся у кр,щьсв с хдной щелью внезапное увеличение лобового сопротивле- '1 81 хсЬп>ние г>ег >хек>х!> пзги>исйсп Ксгмкнззпмзй аи Оо1нпоеп, 1. )ле)еп>пй, гтр ' '1. >1ип ьеи 1и21; 3.
1лс>ощип. стр. 112 х>цпгьсп 1'07. >1 1. '«' и >и и и и, <1. !>зн пп1сгге11>с е1ысьсп>и»111. '!. Р. к1,. т 1", с>р.184. 1в21, и) Н з и л и > >л, 11Л !йисгьигиипоеп иЬЕ> Нипгйег-Ро с-1ли>йхс1. 8, В. М. т. 11, ь>П. !61. 1!1>1, П!'НН>ЦН! >гайСТВИЯ ГАЗГ>.ЗНЬГХ Я'ЫЛИ!В о пг. 107.
1 — попара разрезного «рыла с открытою ще лю 1у — попара разрезного кры а с закрыто~о щсгюю, !и-по лара опын гонепного кр гла. ния в области мзлых углов атаки — у р>врезных кры.и си с несколь кими щелями отсутствует. Однако, такие»ш>гощелевы кр,щья прелс!ан лнн>т значительныс труд- г,г ности в конструк>ианом отношении. — АЗ 101. Принцип дей- сп Ц етвив рнзрезнгях крыль- ГВ. ЗЛЯ ТОГО ЧТООЫ1Ю>ИТЬ, та 1 в чем заключается причин> более высок!,й по.ть- ™ смной силы рззрезных тг У. крыльев, выясним снзчзла, почему у обыкнонен- га о ных, нерззрезных крыльсВ г аг подьсмнзя сила с увсличснием угла атаки перс- дг з'-1- стает возрастзть и, нзоборо>, >шже уменьшается. Несущая поверхность может иметь под-ьсмную ';.( ~ Ц ',' ) ! Снлу ТОЛЬКО В ТОЧ Спу. От ' дг рт чае, если на верхней ес Т с, пг стороне имеет место понижение данления, а на нижн.й — наоборот, пош.ш>ение давления 1отпоситсльно давления нсвозмущшшога воздуха).
С лругой стороны, эта е, т разность давлений па задней кромке крылз, тле разделившийся поток воздухаа опя>ь соединяется, тали!на выравняться. Поэтому на верхней стороне крыла давление по направления> к задней кромке возрзстаст, а нз пил!ней стороне, наоборот, ПадаЕт. НИЖЕ, Н № 10ы>, Гдв МЫ ПОЛробНО раСС>пжрИМ раСПрепелсние давления на крыле, мы это ясно >видим на фиг. 11О.
Но, согласно уравнению Бернулли, возрастзншо давления злнль верхней стороны крылз соотвстсы!уст уменьшение скорости, что нырзкасгся в расхождении линий тока нал крылом. Если, предполагая, что течение тешновившссся, рассчзтривать линии то-,ь,„, !оо. Газр н е «р .ек с ка как твердые границы 1стснкн), внутри котора!х тс>ст воздух, то, на основании голььо что сказанного, те*гение над кры.шч можно рассматривать как течение в диффузорс. С возрастанием угла з.гаки подъемная сплз, з нчсс!с с пею поншксннс !явления изл крылоч, слсл>взгелюп>, и ж>>рзсг,гш!с >ь,>>ленив влг>г>ь ь рх!1сй стороны крыла ио изнрзвлспик> к щи!ей кр чкс, теоРия кРьщх увеличивзются; это одновременно означает увеличение угла расхождения линий тока, рассматриваемых как стенки лиффузара, Но, как мы уже зна.м, преоорззование кинет!!час«ой энергии в давление воз«южно только при очень постепенном увеличении поперечного сечения, т, е.
при очень «галом угле раствора диффузора. Как только этот угол раствора становится больш. некоторого определенного значения, струя уже не слелует нлоль стенок, а отрывается от них, Аналогичное явление происходит и при обтекзнии крыла, котла после достижения определенпога углз атаки, зависящего от формы профиля, расхождение линий токз нал крылом делается слишком большим, и поток возлуха отрывается от крыла.
Зто изменяет общую картину обтекщщя так, что подъемная сила крыла уменьшается. Если желательно избегнуть этого уменьшения, то необхолимо прелупредить преждевременное отрь!ванне потока при возрастании угла атаки. Зто как раз и достигается усгройством в крыле щели. В самом леле, отрывание потока от крыла тесно связано с тем, что в области возрастания давления частицы жидкости, текущие непосредственно около поверхности крыла, тормозятся бла!Одзря действию вязкости и попадают в мертв т. юк кр««р, у «от«рь а «р««ную зону между крылом и внепп!им тече««то««)р«г«ьш «уг««««т ««вием (см. 79 йй).
Но прн наличии щели « ~ «у ~режу««т«у«трои«у«о«ье. р«««а ° т««р «, «««««р«ш«- воздух, устремля!ощийсн сквозь нее с большой скоростью, сооб изет заторможенным частицам воздуха новый импульс, благо аря чему они оказь!ваются в состоянии преотолеть возрастание давления и достигнуть задней кромки крыла. Благодари этому прелупрежлается образование мертвой зоны и, сл ловательно, отрыва !Ие потокз. Подобный же эффект может быть достигнут и другим путем, прелложенным Виландом !) и Зевальдомз); именно, в крьае устраиваются насадки или ще:и, и через них выдувается с большой скоростью сака гый воздух. Вместо того чтобы полволить в заторможенный пограничный слой на верхней стороне крыла новую кинетическую энергщо, можно, как уже упоминалось в 7«9 58, отсасывать пограничный слой внутрь крылз и затем выпускать его оттуда в том т!есте, где это не может повредить 3), Наконец, отрывание потока до изв сп!ой степени можно предупредить выполнением передней закругленной части крыла в виде вращаюшегосч цилиндра !'фиг.
109) или же устройством такого цнлинлрз в средней части крыла. Измерения, произведенные Вольфом 4) в Голландии, показали, что такие, снабженные ротороз!, крытья об!ада!от весьма большою подъемно~о силою !г, = до 2,43 прн л = 41,7р), О щако, '! 97 ! е1 а ил. Кл Рп1егзпсйвпдеп ап ещ«п пепзгпйеп Рязеп1!«йе!. 3. Е М., т. 13, стр, 346. !927. '-'! 3 ее ж з14, Гл Р1е ЕТЬОЬппя лез ЛпйпеЬЕ д«гоп А«ЯЫззеп уо1 Ргнс)!пй зп Осч 3аняуепе ешег тгзййпйеьь 7 Р. в!., т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
