Главная / Обучение / Теория / Обтекание реального крыла.

На заре авиации, будучи не в состоянии объяснить процессы образования подъемной силы, люди при создании крыльев искали подсказки у природы и копировали их. Первое, на что было обращено внимание — это особенности строения крыльев птиц. Было замечено, что все они имеют выпуклую поверхность наверху и плоскую или вогнутую внизу. Почему же природа придала птичьим крыльям такую форму? Поиски ответа на этот вопрос легли в основу дальнейших исследований.

Рис. 1.38. Крыло птицы имеет выпуклую поверхность наверху и плоскую или вогнутую внизу.

На малых скоростях полета воздушную среду можно считать несжимаемой. Если воздушный поток является ламинарным (безвихревым), его можно разбить на бесконечное множество элементарных, не сообщающихся между собой струек воздуха. В соответствии с законом сохранения материи, через каждое поперечное сечение изолированной струйки при установившемся движении в единицу времени протекает одна и та же масса воздуха. Площадь сечения струек может меняться. Если сечение уменьшается, скорость потока в струйке увеличивается. Если сечение увеличивается, скорость потока уменьшается.

Рис. 1.39. Увеличение скорости потока
при уменьшении сечения струйки газа.

Швейцарский математик и инженер Даниил Бернулли вывел закон, ставший одним из базовых законов аэродинамики и носящий ныне его имя.

Рис. 1.40. Даниил Бернулли (1700-1782).

Закон Бернулли — при установившемся движении идеального несжимаемого газа сумма кинетической и потенциальной энергий единицы его объема есть величина постоянная для всех сечений одной и той же струйки.

Где:

P — давление в потоке (потенциальная энергия),

— динамический напор (кинетическая энергия).

Из приведенной формулы видно, что если скорость потока в струйке воздуха увеличивается, то давление в ней уменьшается. И наоборот: если скорость струйки уменьшается, давление в ней увеличивается. Если V₁ < V₂, значит P₁ > P₂.

Действие закона Бернулли можно понаблюдать в метро на примере движения человеческой массы у лестниц эскалаторов. Перед лестницей в широком сечении потока люди толкаются и еле движутся (то есть давление высокое, а скорость маленькая). С выходом на лестницу в узкое сечение потока толкотня исчезает, а скорость ощутимо увеличивается (то есть давление падает, а скорость потока растет).

Теперь давайте рассмотрим подробнее процесс обтекания крыла. Обратим внимание, что верхняя поверхность крыла выгнута больше, чем нижняя. Это самое важное обстоятельство.

Рис. 1.41. Обтекание несимметричного профиля.

Рассмотрим струйки воздуха, обтекающие верхнюю и нижнюю поверхности профиля. Профиль обтекается без завихрений. Молекулы воздуха в струйках, подходящие одновременно к передней кромке крыла, должны также одновременно отойти от задней кромки. Длина траектории струйки воздуха, обтекающей верхнюю поверхность профиля больше, чем длина траектории обтекания нижней поверхности. Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает разрежение.

Разница давлений под крылом и над крылом приводит к появлению подъемной силы. В отличие от пластины, при нулевом угле атаки на крыле с подобным профилем подъемная сила нулевой не будет.

Наибольшее ускорение обтекающего профиль потока возникает над верхней поверхностью вблизи передней кромки. Соответственно там же наблюдается и максимальное разрежение.

Рис. 1.42. Эпюры распределения давления по поверхности профиля.

Где:

— коэффициент давления;

— давление в потоке;

— давление в невозмущенном потоке;

— скоростной напор невозмущенного потока;

— плотность воздуха в невозмущенном потоке;

— скорость невозмущенного потока.

Твердое тело, взаимодействуя с потоком воздуха, изменяет его характеристики (давление, плотность, скорость). Под характеристиками невозмущенного потока мы будем понимать характеристики потока на бесконечно большом удалении от исследуемого тела. То есть там, где исследуемое тело с потоком не взаимодействует — не возмущает его.

Коэффициент C_p показывает относительную разницу между давлением воздушного потока на крыло и атмосферным давлением в невозмущенном потоке. Там, где C_p < 0 поток разрежен. Там, где C_p > 0, поток испытывает сжатие.

Особо отметим точку "А". Это критическая точка. В ней происходит разделение потока.

В этом месте скорость потока равна нулю и давление максимально. Оно равно давлению торможения, а коэффициент давления C_p = 1.

Где:

— давление торможения;

— давление в невозмущенном потоке;

— скоростной напор невозмущенного потока.

Распределение давлений по профилю зависит от формы профиля, угла атаки. Оно может существенно отличаться от приведенного на рисунке, но нам важно запомнить: на малых (дозвуковых) скоростях основной вклад в создание подъемной силы вносит разрежение, образующееся над верхней поверхностью крыла на первых 25% хорды профиля.

По этой причине в "большой авиации" стараются не нарушать форму верхних поверхностей крыла, не размещать там места подвески грузов, эксплуатационные лючки. Нам также следует особенно внимательно относиться к сохранению целостности верхних поверхностей крыльев наших парапланов, так как износ и неаккуратно поставленные заплатки существенно ухудшают их летные характеристики. А это не только уменьшение "летучести" аппарата, но и вопрос обеспечения безопасности полетов.

На рисунке ниже показаны поляры двух несимметричных профилей. Нетрудно заметить, что эти поляры несколько отличаются от поляры пластины. Это объясняется тем, что при нулевом угле атаки на таких крыльях подъемная сила будет ненулевой. На поляре профиля [А] отмечены точки, соответствующие экономическому (1), наивыгоднейшему (2) и критическому (3) углам атаки.

Рис. 1.43. Примеры поляр несимметричных профилей крыльев.

Давайте порассуждаем: какой из представленных на рисунке профилей лучше? [А] или [Б]? Заметим, что вопрос с подковыркой. Слово "лучше" весьма абстрактно и требует уточнения: "лучше для чего"?

Профиль [А] имеет меньшее сопротивление, у него большее, чем у профиля [Б], аэродинамическое качество. Крыло с профилем [А] будет летать быстрее и дальше крыла [Б]. Но есть и другие аргументы. Профиль [Б] имеет большие значения C_y. Крыло с профилем [Б] сможет удерживаться в воздухе на меньших скоростях, чем крыло с профилем [А].

На практике у каждого профиля есть своя область применения. Профиль [А] выгоден в дальних перелетах. Профиль [Б] полезнее при взлете или заходе на посадку.

Примечание:      в "большой авиации", особенно при проектировании тяжелых самолетов, идут на существенные усложнения конструкции крыла ради улучшения его взлетно-посадочных характеристик. Ведь большая посадочная скорость тянет за собой целый комплекс проблем, начиная от значительного усложнения процессов взлета и посадки и кончая необходимостью постройки все более длинных и дорогостоящих взлетных полос на аэродромах.

Рис. 1.44. Схема профиля крыла, оснащенного предкрылком и двухщелевым закрылком.