Аэродинамические силы и их составляющие

При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит к изменению скорости, давления, температуры и плотности в струйках потока. Таким образом, около поверхности обтекаемого тела создается область переменных скоростей и давлений воздуха. Наличие различных по величине давлений у поверхности твердого тела приводит к возникновению аэродинамических сил и моментов. Распределение этих сил зависит от характера обтекания тела, его положения в потоке, конфигурации тела. Для изучения физической картины обтекания твердых тел применяются различные способы показа видимой картины обтекания тела. Видимую картину обтекания тел воздушным потоком принято называть аэродинамическим спектром.

Для получения аэродинамических спектров применяют такие приборы, как дымканалы (Рис. 1), используют шелковинки, оптические меры исследования (для сверхзвуковых потоков) и др.

Рис. 1 Дымканал. 1 — источник дыма; 2 — струйки дыма; 3 — обтекаемое тело; 4 — вентилятор

В дымканале аэродинамический спектр создается струйками дыма, выпускаемыми из специального дымаря в поток воздуха, обтекающий тело.

Сущность способа с использованием шелковинок состоит в том, что в интересующих местах на поверхность обтекаемого тела наклеиваются специальные шелковинки, которые при обдуве тела располагаются вдоль обтекающих тело струек. По положению шелковинок судят о характере движения потока вблизи поверхности тела.

Рассмотрим аэродинамические спектры некоторых тел.

Плоская пластинка (Рис. 2), помещенная в поток под углом 90°, создает довольно резкое изменение направления движения потока, обтекающего ее: торможение потока перед ней, поджатие струек у ее краев и образование непосредственно за краем пластинки разрежения и больших вихрей, которые заполняют всю область за пластинкой. Позади пластинки можно наблюдать хорошо заметную спутную струю. Перед пластинкой давление будет больше чем в невозмущенном потоке, а за пластинкой вследствие разрежения давление уменьшится.

Симметричное удобообтекаемое (каплеобразное) тело имеет более плавный характер обтекания, как в передней, так и в хвостовой частях.

В сечении, А — В (наибольшая величина поперечного сечения аэродинамический спектр показывает наибольшую деформацию струек, наибольшее их поджатие. В хвостовой части образуются небольшие завихрения потока, которые создают спутную струю и уносятся потоком, постепенно затухая (Рис. 3).

Рис. 3. Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела

Удобообтекаемое несимметричное тело по характеру обтекания близко к удобообтекаемому симметричному, и отличается величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела (см. Рис. 4).

Рис. 4. Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля крыла)

Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величину искривления поверхности тела (точка К). В районе этой точки струйки поджимаются, поперечное сечение их уменьшается. Нижняя, менее искривленная поверхность мало влияет на характер обтекания. Здесь имеет место так называемое несимметричное обтекание. При обтекании воздушным потоком симметричных (и несимметричных) удобообтекаемых тел, помещенных под некоторым углом к вектору скорости невозмущенного потока (Рис. 5), также будем иметь картину несимметричного обтекания и получим аэродинамический спектр, аналогичный тому, что получается при обтекании несимметричного удобообтекаемого тела (см. Рис. 4).

На верхней поверхности тела, в месте наибольшего поджатия струек, согласно закону неразрывности струй будет наблюдать местное увеличение скорости потока и, следовательно, уменьшение давления. На нижней поверхности деформация потока будет меньше и, следовательно, меньше изменение скорости и давления.

Нетрудно заметить, что степень деформации струек в потоке будет зависеть от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки подсчитать величину давления воздуха и таким образом судить о величинах и характере действия аэродинамических сил. Так как на различные точки поверхности обтекаемого тела (профиля крыла) действуют разные по величине силы давления, результирующая их будет отлична от нуля. Это различие давлений в разных точках поверхности движущегося крыла является основным фактором, обусловливающим появление аэродинамических сил.

Величины давлений на поверхность для различных тел определяют в лабораториях путем продувки в аэродинамических трубах. Полученные значения давлений для каждой точки наносят на специальные графики (Рис. 6) Кроме сил давления, на поверхность крыла по касательной к ней действуют силы трения, которые обусловлены вязкостью воздуха и целиком определяются процессами, происходящими в пограничном слое.

Суммируя распределенные по поверхности крыла силы давления и трения, получим равнодействующую силу, которая называется полной аэродинамической силой.

Точка приложения полной аэродинамической силы на хорде профиля крыла называется центром давления.

Рис. 6. Распределение давлений по профилю крыла

аэродинамический деформация крыло Сумма всех сил (сил давления и сил трения), возникающих при обтекании тела, называется полной аэродинамической силой .

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления (ц.д.).

Часть полной аэродинамической силы, перпендикулярная к направлению полета (н.п.), точнее, к вектору скорости набегающего потока, является подъемной силой .

Часть полной аэродинамической силы, параллельная вектору скорости набегающего потока, является силой лобового сопротивления.

На аэродинамические силы влияют различные факторы.

Сила трения воздуха о тело реализуется полностью в пограничном слое; и чем меньше будет шероховатость обтекаемого тела, тем дальше по поверхности тела будет сохраняться ламинарный пограничный слой и меньше будет сила сопротивления трения, поскольку меньше энергии будет расходоваться на перемешивание потока в пограничном слое.

Конструктор всегда должен думать о состоянии поверхности частей самолета, выступающих в поток.

В частности о конструкции стыка листов обшивки, образующих внешние обводы самолета. Так, стык листов обшивки 1 и 2, с точки зрения аэродинамики менее предпочтителен, чем стык, изображенный на рисунке б, поскольку уступ в листах и полукруглая закладная головка заклепки 3 выступают в поток и способствуют турбулизации пограничного слоя. Однако более предпочтительный с точки зрения аэродинамики стык б сложнее технологически, так как требуется обработка гнезд под потайные закладные головки заклепок 4, тяжелее, поскольку требуется подкладная деталь 5, и, естественно, дороже.

На аэродинамические силы влияют различные факторы.

Сила трения воздуха о тело реализуется полностью в пограничном слое; и чем меньше будет шероховатость обтекаемого тела, тем дальше по поверхности тела будет сохраняться ламинарный пограничный слой и меньше будет сила сопротивления трения, поскольку меньше энергии будет расходоваться на перемешивание потока в пограничном слое.

Конструктор всегда должен думать о состоянии поверхности частей самолета, выступающих в поток.

В частности о конструкции стыка листов обшивки, образующих внешние обводы самолета. Так, стык листов обшивки 1 и 2, с точки зрения аэродинамики менее предпочтителен, чем стык, изображенный на рисунке б, поскольку уступ в листах и полукруглая закладная головка заклепки 3 выступают в поток и способствуют турбулизации пограничного слоя. Однако более предпочтительный с точки зрения аэродинамики стык б сложнее технологически, так как требуется обработка гнезд под потайные закладные головки заклепок 4, тяжелее, поскольку требуется подкладная деталь 5, и, естественно, дороже.

Рис. 7.

Существенным образом на аэродинамические силы влияет и форма обтекаемого тела.

Если принять за единицу полную аэродинамическую силу Ra (а) (в данном примере полная аэродинамическая сила — это, естественно, сила лобового сопротивления) пластинки, установленной в потоке (рисунок а), то для той же пластинки с носовым обтекателем (рисунок 7 б) Ra (б) 0,25Ra (б).

Носовой обтекатель обеспечивает постепенную деформацию струй в процессе обтекания. Для пластинки с хвостовым обтекателем (рисунок в) Ra (в)0,75 Ra (a), так как хвостовой обтекатель способствует плавному расширению потока, завихренная спутная струя становится меньше.

Для удобообтекаемого (каплевидного, веретенообразного) тела (рисунок г), образованного установкой на пластинку носового и хвостового обтекателей Ra (г) 0,05 Ra (a).

Рассмотрим, как влияет на полную аэродинамическую силу положение обтекаемого тела относительно набегающего потока воздуха.

Угол между направлением вектора скорости набегающего потока и характерной осью обтекаемого тела называется углом атаки.

На рисунке представлены графики зависимости составляющих полной аэродинамической силы от угла атаки для профиля крыла. Для профилей различной формы можно найти некоторый угол атаки, при котором распределение давления на поверхности профиля таково, что подъемная сила Ya отсутствует, и угол атаки, при котором лобовое сопротивление Xa минимально.

С увеличением угла атаки профиль обтекается плавно, увеличивается разрежение на верхней поверхности, зона повышенного давления распространяется от точки полного торможения на всю нижнюю поверхность профиля. Подъемная сила растет.

С ростом подъемной силы Ya, которая определяется разностью давлений под профилем и над ним, растет и лобовое сопротивление Xa, которое определяется силой трения в пограничном слое Xa три силой давления Xa д, образующейся за счет разности давлений перед профилем и за ним.

Поток, обтекающий профиль, отклоняется вниз. Отклонение потока тем больше, чем больше угол атаки (или, что-то же самое, больше подъемная сила). При обтекании крыла за счет перетекания потока через кромку и образования концевого вихря поток также отклоняется вниз.

Явление отклонения потока вниз при обтекании называется скосом потока. Скос потока вызывает (индуцирует) дополнительную силу лобового сопротивления, которая называется силой индуктивного сопротивления Xai. Установлено, что сила индуктивного сопротивления пропорциональна квадрату подъемной силы: Xa i ~ Ya2.

Таким образом:

Xa = Xa тр+Xa д+Xa i.

Угол атаки, при котором подъемная сила достигает максимального значения, называется критическим углом атаки (). Практически никогда обтекание крыльев самолета не бывает симметричным, срыв потока и уменьшение подъемной силы на одном из них приводит к сваливанию самолета в штопор — пространственному вращательному движению самолета с потерей высоты.

По мере приближения к критическому углу атаки из-за начинающегося срыва потока ускоряется рост лобового сопротивления. С изменением угла атаки изменяется и положение точки приложения полной аэродинамической силы (положение центра давления).