1.3. Подъемная сила и ее коэффициенты

Крыло (бесконечной длины), помещенное в воздушный поток, деформируя его, создает сужающиеся трубки тока над ним и под ним. (Рис.21) Из закона Бернулли нам известно, что в сужающемся канале происходит увеличение скорости дозвукового потока и уменьшение давления в нем. Если аэродинамический профиль крыла имеет несимметричную кривизну сверху и снизу, то тем больше будет разница давлений над крылом и под ним, чем больше эта несимметричность. Крылья с несимметричным профилем на дозвуковых скоростях полета обладают более высокими несущими свойствами, чем крылья с симметричным профилем. Таким образом, в результате обтекания и разгона потока, над крылом и под крылом образуются области с различным по абсолютной величине давлением, равнодействующая которых и создает подъемную силу крыла. И чем больше будет разница давлений на различных поверхностях крыла, тем большую подъемную силу оно создаст.

Если в потоке, обтекающем верхнюю поверхность крыла, в некотором его сечении А-А

скорость воздушной массы достигнет местной скорости звука, то в этом сечении возникнет скачек уплотнения, за которым резко возрастет давление, которое повлечет уменьшение

величины разряжения над крылом в целом. Этот прирост давления над крылом приведет к изменению соотношения разницы давлений на противоположных поверхностях крыла в сторону их уравнивания, что в свою очередь вызовет уменьшение подъемной силы. ( Рис.22)

Рис.21 Рис.22

Подъемная сила Y=Сy SρV²/2 имеет свой аэродинамический коэффициент Су, величина которого зависит от ряда факторов. Каждый из этих факторов в свою очередь влияет на величину Су и входит в него как составная часть.

Так аэродинамический коэффициент Су равен:

Су= Cу (α) + Cу (Ĉ) + Cу (Ŗe)

где: Cу (α) - составляющая коэффициента подъемной силы, зависящая от угла атаки.

Су (Ĉ)- составляющая коэффициента подъемной силы, зависящая от формы профиля крыла и учитывающая влияние выпущенной механизации крыла;

Cу(Ŗe) составляющая коэффициента подъемной силы, зависящая от числа Рейнольдса, характеризующего сжимаемость воздуха на высоте полета и больших числах М.

Зависимость изменения величины этих коэффициентов от угла атаки приведены на (Рис.23).

Рис.23

1.4. Лобовое сопротивление и его коэффициенты

Так же как и подъемная сила Y, сила лобового сопротивления Q имеет свой коэффициент Cх, образуемый рядом составляющих, зависящих от различных факторов

Cх = Cx трен + Cx(y) + Cx инд + Cx волн

Где: Cx трен-коэффициент трения, зависящий от шероховатости и неровности обтекаемой поверхности.

Cx(y) –коэффициент лобового сопротивления, зависящий от величины подъемной силы крыла, которая через угол атаки вызывает поворот набегающего потока, что в свою очередь обуславливает образование спутного следа (Рис.24).

Рис.24

(Для любознательных)

Самолет, выполняя полет, своим весом оказывает давление на находящуюся под ним воздушную массу и тем самым отбрасывает ее вниз. Отбрасываемая масса воздуха, в свою очередь, сопротивляясь, создает реактивную силу, направленную против действия силы веса самолета, которая и удерживает самолет на заданной высоте. Чем больше вес самолета, тем больше величина силы давящей на воздушную массу и отклоняющей поток, тем интенсивнее поток отбрасывается вниз, тем больше происходит его возмущение (перемешивание и закручивание). Аналогичное явление с отклонением воздушного потока и его возмущением происходит при увеличении угла атаки для создании больших нормальных перегрузок. Для отклонения набегающего потока на больший угол требуется приложить большее количество энергии, которую развивают силовые установки ВС. У тяжелых самолетов жгуты спутного следа понижаются на 300-500 метров и простирается до 8–10 и более километров. Львиную долю в создании спутного следа играют крылья, фюзеляж и горизонтальное оперение самолета, в меньшей мере – его двигатели. Направления вращения воздуха в жгутах, образованных левым и правым крылом противоположны (снизу из - под крыла, вверх через законцовку крыла и далее в направлении фюзеляжа).

Cx инд –коэффициент индуктивного лобового сопротивления, зависящий от степени перемешивания струек воздуха в обтекающем ВС воздушном потоке. (Рис.25) Степень и интенсивность перемешивания воздушного потока зависят от компоновочных особенностей планера самолета и нормальной перегрузки.

Рис.25

Cx волн–коэффициент лобового сопротивления, обусловленный возникновением на крыле скачков уплотнения и сверхзвуковых зон (Рис.26). Скачки уплотнения, при их возникновении на крыле, не только уменьшают подъемную силу, но и создают дополнительное сопротивление, а так, же нарушают картину обтекания, отрывая пограничный слой и перемешивая поток и

Рис.26.

Рассмотрим случай, когда скольжение и боковая сила отсутствуют.

С увеличением угла атаки α⁰ силы Y и Q будут возрастать, причем до некоторого значения угла атаки (α наивыгоднейший) прирост подъемной силы будет превалировать над приростом силы лобового сопротивления, а после превышения некоторого значения α⁰ произойдет резкое падение подъемной силы и резко возрастет сила лобового сопротивления. Угол атаки, превышение значения которого сопровождается резким падением подъемной силы и неограниченным ростом лобового сопротивления называется критическим углом атаки – α⁰кр.

Для наивыгоднейшего угла атаки αнв характерно то, что соотношение величины подъемной силы к величине силы лобового сопротивления максимально, т. е величине подъемной силы при αнв соответствует наименьшее лобовое сопротивление.