Глава I Полная аэродинамическая сила, ее составляющие и их коэффициенты.

1.1. Полная аэродинамическая сила

Поместим в горизонтальный ламинарный поток крыло симметричного профиля и рассмотрим его поведение. Если хорда профиля будет параллельна вектору скорости потока, то профиль будет перемещаться горизонтально вдоль потока. (Рис.17) Такое перемещение будет обуславливаться силой, возникающей в результате разности давлений на передней и задней кромках профиля, а также сил трения воздушного потока о поверхности профиля. Часть струек набегающего потока полностью тормозится у носка профиля, создавая область повышенного давления. Остальные, обтекая профиль, разгоняются и создают на задней кромке профиля разряжение и давление меньше чем у носка. Этот перепад давлений обуславливает возникновение силы, движущей профиль вдоль потока.

Рис.17 Рис. 18

(Для любознательных) В месте полного торможения струйки воздушного потока (в критической точке) у передней кромки крыла, происходит преобразование ее кинетической энергии в тепловую, с выделением некоторого количества тепла и повышением температуры заторможенного воздуха на величину пропорциональную начальной скорости (числа М) заторможенного потока. Кроме повышения температуры в критической точке торможения происходит повышение давления. Температуру и давление заторможенного воздуха в критической точке

Можно определить по формулам:

Т₀ = Т_∞ + 5 (V_∞ / 100) ² или Т₀ = Т_∞ (1+М²_∞ /5)

Р₀ = Р_∞ +( ρ_∞ V²_∞ /2) (1+ε)

Где: Т_∞, Р_∞, ρ_∞, V_∞, М_∞ - параметры невозмущенного потока

Т_0, Р₀- параметры в точке торможения потока

ε-поправка на сжимаемость, в зависимости от числа М

Величина повышения температуры в критической точке при полете на различных числах М будет следующая: М=0,5~∆t=10,8⁰с; М=1~∆t= 43,4⁰с; М=1,5~∆t=97,9⁰с М=2~∆t=183,5⁰с; М=3~∆t=390,5⁰с ; М=4~∆t=695,6⁰с; М=5~∆t= 1080,6⁰с;

Принцип измерения разности давлений в невозмущенном потоке и давления заторможенного потока в критической точке, положен в основу методики измерения воздушных скоростей полета.

V_∞ =√2(Р₀ -Р_∞) / ρ_∞ (1+ε)

Продолжим эксперимент. Повернем профиль по отношению к набегающему потоку на некоторый угол (угол атаки-α⁰) и увидим, что профиль приобретет иное, пространственное направление движения, вектор скорости которого можно разложить на несколько составляющих по осям (скоростной системы координат) направленным : параллельно вектору V скорости потока – ось Х , перпендикулярно к нему в вертикальной плоскости - ось Y и перпендикулярно к нему в горизонтальной плоскости-ось Z (Рис.18)

Сила, заставляющая крыло перемещаться в пространстве, называется полной аэродинамической силой –R, а ее составляющие: по оси Х-силой лобового сопротивления- Q, по оси Y - подъемной силой - Y, по оси Z- боковой силой-Z. (Рис.19). Боковая сила Z возникает тогда, когда поток набегает на помещенный в него профиль крыла со “скольжением”. В случае если скольжение отсутствует, то боковая сила Z равна 0.

Величина полной аэродинамической силы равна:

R = C_R SρV²/2

Где: - C_{R - коэффициент полной аэродинамической силы}

- S - площадь крыла в метрах квадратных

- ρV²/2-скоростной напор

.

Рис.19