Часть 9б пограничного слоя между ламинарным и турбулентным пограничными слоями называется переходным пограничным слоем.

Критическое число Рейнольдса

      Режим течения характеризуется числом Re.

Для каждого вида течения существует такое критическое число Рейнольдса Re_кр, что если характеризующее поток число Re < Re_кр, то течение всегда ламинарное, при Re > Re_кр течение обычно турбулентное.

Свободный поток

      Силы, возникающие при движении тела в воздухе, существенным образом зависят от процессов, происходящих в пограничном слое.

Сила трения потока воздуха о тело, составляющая значительную долю сопротивления движению тела в воздухе, реализуется полностью в пограничном слое.

Сбегающий с обтекаемого тела пограничный слой образует спутную струю 11, которая представляет собой массу завихренного воздуха. Часть потока 10, находящаяся вне пограничного слоя, в которой вязкость (силы трения между отдельными слоями воздуха) практически не проявляется, называется свободным потоком (потенциальным слоем).

Течение в пограничном слое

      Эпюры (франц. epure – чертеж) поля скоростей в пограничном слое представлены на рисунке.

      В концевой части профиля (см. сечения VI–VI и VII–VII) в пограничном слое начинается течение воздуха против основного потока, образуются крупные вихри, которые периодически срываются с поверхности крыла. Начинается так называемый срыв потока.

В свободном потоке скорость в струе вначале возрастает от скорости невозмущенного потока до максимальной местной скорости в наиболее узком сечении струи, а затем уменьшается по мере расширения струи ( < ) и на определенном расстоянии от тела местная скорость в струе снова становится равной скорости невозмущенного потока.

На передней кромке существует точка 1, к которой струйка подходит под прямым углом и в которой она при ударе о тело полностью тормозится. Эта точка называется критической точкой или точкой полного торможения потока.

Давление на профиле

      В процессе эксперимента можно измерить давление в различных точках обтекаемого тела. Отложив перпендикулярно контуру профиля значения давлений, измеренные в соответствующих точках, в виде векторов, получим эпюру распределения давления по профилю крыла. Измерения показывают, что на носике профиля образуется зона повышенного давления, отмеченная на эпюре знаком "плюс"; на верхней и нижней поверхности профиля образуются зоны пониженного давления, которые отмечены на эпюре знаком "минус". В результате аэродинамических экспериментов установлено, что причинами возникновения сил, действующих на обтекаемое потоком воздуха тело, являются трение воздуха в пограничном слое и давление воздушного потока на обтекаемое тело.

      Аэродинамические силы

Составляющие полной аэродинамической силы

      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.

Шероховатость и аэродинамические силы

      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.

Форма тела и аэродинамические силы

      Существенным образом на аэродинамические силы влияет и форма обтекаемого тела.

Если принять за единицу полную аэродинамическую силу R_a (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 б) R_a (б) 0,25R_a(б).

Носовой обтекатель обеспечивает постепенную деформацию струй в процессе обтекания. Для пластинки с хвостовым обтекателем (рисунок в) R_a (в) 0,75 R_a (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 R_a(г) 0,05 R_a (a).

Размеры тела и аэродинамические силы

      Установлено, что если увеличить в n раз площадь максимального поперечного сечения (миделя, от голл. middel – средний) F обтекаемого тела – площадь миделя, сохранив подобие тел, то в n раз увеличится и полная аэродинамическая сила, т.е. F₂=nF₁; R_a2=nR_a1.

Зависимость аэродинамических сил

Положение обтекаемого тела относительно потока

      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 (рисунок а), при котором распределение давления на поверхности профиля таково, что подъемная сила Y_a отсутствует, и угол атаки, при котором лобовое сопротивление X_a минимально.

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

Составляющие силы сопротивления

      С ростом подъемной силы Y_a, которая определяется разностью давлений под профилем и над ним, растет и лобовое сопротивление X_a, которое определяется силой трения в пограничном слое X_{a тр}и силой давления X_{a 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 X_ai. Установлено, что сила индуктивного сопротивления пропорциональна квадрату подъемной силы: X_{a i} ~ Y_a². Таким образом, X_a = X_{a тр}+X_{a д}+X_{a i}.

Срыв потока и штопор

      При увеличении угла атаки растет и турбулизируется пограничный слой, начинается срыв потока с верхней поверхности крыла. Подъемная сила нaчинает уменьшаться, а затем резко падает за счет интенсивного срыва потока (рисунок д).

      Угол атаки, при котором подъемная сила достигает максимального значения, называется критическим углом атаки ( ) (г). 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).