Что такое обтекание самолета

Законы аэродинамики и обтекание крыла

Важнейшие физические законы — закон сохранения энергии и закон сохранения массы— играют существенную роль в аэродинамике.

В простейшем случае, когда воздух ведет себя как несжимаемая жидкость, эти законы выглядят сравнительно просто. Вся энергия жид­кости складывается из кинетической энергии, которая тем больше, чем больше скорость, и потенциальной, которая определяется стати­ческим давлением в воздухе. Этот закон, окон­чательно сформулированный швейцарцем Бер­нулли, указывает: если скорость жидкости рас­тет, то давление будет уменьшаться; если она уменьшается, давление увеличивается.

Закон сохранения массы говорит о том, что через любое поперечное сечение потока должно проходить в каждую секунду одно и то же ко­личество газа. Для несжимаемой жидкости закон этот прост: произведение площади попе­речного сечения потока на его скорость есть величина постоянная, т. е. чем меньше попереч­ное сечение потока, тем больше должна быть скорость. Этот закон наглядно проявляется в течении реки: она течет быстрее там, где ее русло мелкое или узкое. Следовательно, там, где скорость потока жидкости увеличивается, его поперечное сечение становится меньше, а по закону сохранения энергии уменьшается при этом и давление.

Когда скорость течения воздуха близка к числу М=1, уже нельзя пренебрегать сжи­маемостью, нужно учитывать, что всякий газ при уменьшении давления расширяется и стремится занять больший объем. При этом происходит борьба двух явлений: с одной стороны, увели­чение скорости требует сужения потока, а с другой,— это же увеличение скорости приводит к уменьшению давления воздуха, что требует уже расширения потока. Оказывается, при до­звуковых скоростях сильнее первое явление, а при сверхзвуковых — второе.

На рисунке 5 показано, что увеличение ско­рости при числе M

Используя эти законы, можно объяснить обтекание крыла самолета. На рисунке 6 пока­заны траектории частиц воздуха, когда они об­текают поперечное сечение тел (профиль).

Профиль крыла как бы раздвигает поток, и отдельные струйки сужаются, причем особенно сильно в верхней передней части профиля. Но там, где струйки сужаются, скорость будет больше, а давление меньше. В результате дав­ление распределяется по профилю, как показа­но на рисунке 7. Суммарная подъемная сила направлена вверх и приложена приблизитель­но на 1 /₄ ширины профиля. Эта подъемная сила в основном получается благодаря разрежению воздуха над верхней частью крыла.

Когда воздух обтекает что-либо со сверхзву­ковой скоростью, в нем возникают скачкообраз­ные увеличения плотности и так называемые волны разрежения. Скачок уплотнения — это линия, перейдя которую скорость сверхзвуко­вого потока резко уменьшается, а давление, сле­довательно, возрастает. В реальных газах толщи­на этой линии соответствует всего лишь нескольким расстояниям, обычным между молекулами.

Волной разрежения называют линию, при переходе через которую скорость потока уве­личивается с одновременным уменьшением давления.

На рисунке 8 показано, как воздух обте­кает профиль крыла при сверхзвуковой ско­рости. В этом случае суммарная подъемная сила создается как разрежением воздуха над верхней поверхностью крыла, так и давлением на нижнюю поверхность. Приложена подъемная сила приблизительно в середине профиля.

Чем больше угол атаки, тем сильнее изме­няется скорость воздуха, обтекающего крыло, и тем больше подъемная сила. Но при углах атаки 10—20° (в зависимости от формы крыла и его профиля) плавное обтекание нарушается. На­ступает, как говорят, «срыв потока»: подъемная сила начинает уменьшаться, а сопротивление резко увеличивается.

Основное сопротивление при дозвуковых скоростях — это сопротивление тре­ния. Оно обусловлено тем, что молекулы воз­духа как бы прилипают к поверхности тела. При этом в очень узком слое около тела (его называют пограничным слоем) частицы воз­духа скользят относительно друг друга. А так как воздух обладает вязкостью, от этого скольжения частиц и создается сопротивление.

Со­противление трения тем меньше, чем более глад­ка поверхность тела. Его можно сделать еще меньше, если отсасывать воздух через мелкие отверстия внутрь тела. В некоторых конструк­циях самолетных крыльев такие отверстия при­меняются.

Если обтекание тела не проходит плавно, а при этом образуются вихри (подобно вих­рям за тупой кормой лодки), то это неизбежно увеличит сопротивление тела. Такое сопротив­ление называется вихревым. Чтобы умень­шить вихревое сопротивление, хвостовая часть тела должна быть плавной. Только при очень большой сверхзвуковой скорости (при числе М=5—6) форма задней части тела мало ска­зывается на величине его сопротивления воз­душному потоку.

Совсем другие причины вызывают волно­вое сопротивление. Оно возникает только при сверхзвуковых скоростях. Это сопротивление обусловлено потерями энергии, которая затра­чивается на образование скачков уплотнения. Волновое сопротивление тем меньше, чем тонь­ше тело и чем более остра его носовая часть. При сверхзвуковой скорости волновое сопро­тивление — это основная доля общего сопро­тивления.

Когда угол атаки возрастает, сопротивление увеличивается. Вспомним, что аэродинамиче­ское качество — это отношение подъемной силы к сопротивлению. При малых углах атаки подъ­емная сила близка к нулю. Поэтому и аэродина­мическое качество мало. При больших углах атаки, когда подъемная сила начинает ослабе­вать, а сопротивление сильно возрастает, аэро­динамическое качество тоже уменьшается. Зна­чит, аэродинамическое качество где-то имеет максимальное значение, обычно при углах атаки 3—5°.

Для дозвуковых самолетов выгодно приме­нять длинные узкие крылья, чтобы получить большую величину аэродинамического каче­ства. Такие крылья (рис. 9,а) прочны, конечно, только при достаточно большой толщине. А это значит, что при сверхзвуковых скоростях такие крылья непригодны — они оказывают слишком большое сопротивление полету.

Для сверхзвуковых самолетов крылья долж­ны быть тонкими и, следовательно, короткими (малого удлинения). Их обычно делают тре­угольными или стреловидными (см. рис. 9,в), что тоже уменьшает волновое сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество.

Аэродинамическое качество сверхзвуковых самолетов пока еще в 2—3 раза меньше, чем дозвуковых. Повышение аэродинамического качества — одна из основных проблем аэроди­намики.

Источник

Тема №1: Основные законы аэродинамики.

Основные свойства воздуха.

Атмосферой называется газовая оболочка, окружающая земной шар. Газ, составляющий эту оболочку, называется воздухом. Высота атмосферы более 2000 км. Атмосфера разделяется на тропосферу, стратосферу и ионосферу.

Тропосферой называется самый нижний слой атмосферы (7-8 км над полюсами и 16-17 км над экватором). В нём содержится около 80% массы всей атмосферы, хотя по объёму тропосфера около 1% атмосферы. Состоит тропосфера из: 78% азота, 21% кислорода и около 1% других газов. В тропосфере сосредоточен почти весь водяной пар (именно он образует облака).

Температура воздуха. Температура задаёт скорость хаотического движения молекул. Чем больше температура, тем больше скорость их движения. В тропосфере с повышением высоты уменьшается температура воздуха на 6.5° на каждые 1000м. Тёплые слои вохдуха поднимаются вверх, холодные слои опускаются вниз. Это, в совокупностью со свойствами водяного пара, приводит к образованию облаков, выпадению осадков и образованию ветров.

Градиент температур – разность температур в разных точках пространства или в разное время. К примеру, если ночью термометр показывает 15° C а днём 30° C, то градиент температур за день составляет 15°. Чем больший температурный градиент, тем большая термичность воздуха, а значит и больше и сильнее восходящие воздушные потоки. В зимнее время земля прогревается слабее и температурный градиент очень мал. Поэтому зимой более спокойная атмосфера, более пригодная дла обучения дельтапланеризму.

Давление воздуха. Давление – это сила, действующая на единицу площади перпендикулярно к ней. Всякое тело находящееся в неподвижном воздухе, испытывает со стороны последнего давление, одинаковое со всех сторон (закон Паскаля). Атмосферное давление объясняется тем, что воздух, подобно другим веществам, имеет вес и притягивается Землёй силой притяжения. Атмосферное давление уменьшается вместе с высотой. Чем больше давление, тем плотнее воздух (т.е. больше плотность воздуха). На высотах больше 5км из-за низкого давления затруднено дыхание. Многие альпинисты покоряющие вершины 7-8км гор используют кислородные баллоны со сжатым газом.

Влажность воздуха. Влажность воздуха — это количество паров воды в воздухе. Чем больше паров воды, тем выше влажность. Влажность бывает абсолютной (% воды относительно остальных газов) и относительной (% воды от максимально возможной в данных условиях). Чаще всего оперируют именно относительной влажностью. Более подробнее этот вопрос будет рассмотрен в разделе метеорология.

Инертность воздуха — свойство воздуха, характеризующее его способность сопротивляться изменениям. Чем плотнее воздух, тем сложнее его «растормошить», т. е. тем больше его инертность.

Сжимаемость воздуха. Сжимаемость — это свойство газов изменять своют плотность при изменении давления. Наибольшую значимость имеет при полётах скоростях близких или больших скорости звука.

Закон Бернулли.

Закон (уравение) Бернулли:

Возьмём трубу, через которую протекает жидкость. Наша труба не одинакова по всей длине, а имеет различный диаметр сечения (рис. 1). Закон Бернулли выражается в том, что несмотря на различный диаметр, через любое сечение в этой трубе за одно и тоже время протекает одинаковый объём жидкости.

Рис. 1. Закон Бернулли.

Т.е. сколько жидкости проходит через одно сечение трубы за некоторое время, столько же ее должно пройти за такое же время через любое другое сечение. А так как объём жидкости не изменяется, а сама жидкость практически не сжимается, то изменяется что-то другое.

Изменяется давление жидкости и её скорость. В более узкой части трубы скорость движения жидкости выше, а давление ниже. И наоборот, в широких частях трубы скорость ниже, а давление выше. Если трубу, по которой течет жидкость, снабдить впаянными в нее открытыми трубками—манометрами, то можно будет наблюдать распределение давления вдоль трубы (рис. 2).

Рис. 2. Труба разного сечения с трубками-монометрами.

Все сказанное о движении жидкости по трубам относится и к движению газа. Если скорость течения газа не слишком велика и газ не сжимается настолько, чтобы изменялся его объем, и если, кроме того, пренебречь трением, то закон Бернулли верен и для газовых потоков. В узких частях труб, где газ движется быстрее, давление его меньше, чем в широких частях.

Применительно к аэродинамике закон Бернулли выражается в том, что набегающий на крыло воздушный поток имеет различную скорость и давление под крылом и над крылом, ввиду чего возникает подъёмная сила крыла (рис. 3).

Рис. 3. Разность давлений при обтекании крыла воздушным потоком.

Проведём простой эксперимент. Возьмём небольшой листок бумаги и разместим его прямо перед собой таким образом (рис. 4):

Рис. 4. Эксперимент с листком бумаги №1

А затем подуем над его поверхностью. При это листок, вопреки ожиданиям, вместо того, чтобы прогнуться ещё больше по направлению к Земле, наоборот выпрямится (рис. 5).

Рис. 5. Результат эксперимента №1.

Можно провести и другой опыт. Возьмём 2 листка бумаги и разместим их перед собой следующим образом (рис. 6):

Рис. 6. Эксперимент с листком бумаги №2.

А затем подув в область между ними, листки бумаги, вопреки нашим ожиданиям, вместо того, чтобы отодвинуться друг от друга, наоборот приблизятся (рис. 7).

Рис. 7. Результат эксперимента №2.

Здесь мы наблюдаем тот же самый эффект. Воздушные массы с внешних сторон листком имеют большее давление, нежели ускоренный нами воздух между листками. Это и приводит к тому, что листки бумаги притягиваются к друг другу.

Этот же принцип используют для осуществления своих полётов парапланы, дельтапланы, самолёты, планёры, вертолёты и др. летательные аппараты. Именно это позволяет взлететь вверх многотонному пассажирскому самолёту.

Обтекание воздушным потоком твердых тел различной формы. Симметричное и несимметричное обтекание.

Опираясь на принципы аэродинамики инженеры смогли создать великое множество разнообразных летательных аппаратов. Некоторые из них способны нести огромный груз, с приемлемыми затратами топлива, некоторые способны разгонять скорости многократно превышающие скорости звука, некоторые способны на сложную воздушную акробатику (всевозможные манёвры высшего пилотажа вроде мёртвой петли, бочки, кобры Пугачёва и т.д.).

В общих чертах наука аэродинамика изучает обтекание тел различной формы воздушным потоком на разных скоростях и в разных условиях. Понимание общих принципов аэродинамики повышает эффективность и безопасность полётов.

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. Изучением поведения воздушных масс в различных условиях и занимается наука аэродинамика.

От того какую форму имеет подопытный объект, будет зависеть при каких скоростях ветра он сможет летать, и насколько эффективно. К примеру, для свободного полёта человека без каких-либо приспособлений достаточно ветра силой

60-70 м\с (240 км\ч). Настолько быстрые воздушные потоки можно встретить в аэродинамических трубах. Опытные парашютисты отрабатывают в них сложные манёвры, которые в дальнейшем можно использоваться в свободном падении. От расположения рук, ног, головы зависит скорость и направление снижения.

Для начала необходимо определиться с тем, что из себя представляет набегающий поток воздуха. Воздушные массы могут самостоятельно двигаться относительно неподвижно стоящего объекта. Это ветер. Но если объект двигается относительно неподвижно стоящих воздушных масс, то мы наблюдаем тот же самый случай.

Различают два вида скоростей тела. Воздушная скорость – это скорость движения тела относительно окружающих его воздушных масс. Путевая скорость – это скорость движения тела относительно земли. Таким образом объект может иметь определённую воздушную скорость даже не сдвигаясь с места. Достаточно дождаться подходящего ветра. Действительно и обратное – объект который визуально перемещается в пространстве относительно земли, может обладать нулевой воздушной скоростью. К примеру, это может быть пушинка подхваченная и унесённая ветром.

Рассмотрим несколько типовых форм тел обтекаемых воздушным потоком.

Плоская пластинка, помещённая под углом 90° к воздушному потоку, 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 (рис. 8). Позади пластинки можно наблюдать хорошо заметную спутную струю. Перед пластинкой давление будет больше чем в невозмущенном потоке, а за пластинкой вследствие разрежения давление уменьшится.

Рис. 8. Спектр обтекания воздушным потоком плоской пластинки.

Такой объект называется неудобообтекаемым. Воздушный поток теряет слишком много скорости и энергии натыкаясь на него. У такого объекта очень большое лобовое сопротивление.

Если на место пластинки мы поместим шар, то картина обтекания изменится (рис. 9). Набегающий поток будет меньше тормозиться перед объектом и плавнее огибать его по краям. Однако за ним всё равно будет образовываться довольно широкая область завихрений.

Рис. 9. Спектр обтекания воздушным потоком шарообразного тела.

Наиболее плавный характер обтекания, как в передней, так и в хвостовой части, имеет каплеобразное тело (рис. 10). Деформация потока при этом незначительна, и, соответственно, в хвостовой части образуются небольшие завихрения.

Рис. 10. Спектр обтекания воздушным потоком каплеобразного тела.

Такие тела (каплеобразные) в аэродинамике называются удобообтекаемыми. Различают симметричные и несимметричные удобообтекаемые тела.

Симметричное удобообтекаемое тело создает одинаковую деформацию, поджатие воздушных струек в верхней и нижней части (сечение А-Б, рис. 11).

Рис. 11. Спектр обтекания воздушным потоком симметричного удобообтекаемого тела.

Удобообтекаемое несимметричное тело по характеру обтекания близко к удобообтекаемому симметричному, и отличается лишь величиной и разностью деформаций струек в верхней и нижней частях тела (рис. 12).

Рис. 12. Спектр обтекания воздушным потоком несимметричного удобообтекаемого тела.

Удобообтекаемые тела имеют значительно меньшее лобовое сопротивление, т.к. их форма позволяет им как можно меньше возмущать окружающие их воздушные массы. Именно такие формы придают всем внешним частям летательных аппаратов.

Чем меньше лобовое сопротивление тела, тем большую скорость оно способно развить, а соответственно и дальше улететь при прочих равных условиях.

Обтекание крыла воздушным потоком. Угол атаки. Силы, действующие на летательный аппарат.

Согласно третьему закону Ньютона сила воздействия крыла на воздух равна силе воздействия воздушного потока на крыло. Эта сила получила название полной аэродинамической силы R крыла. Так вот, в полете на дельтаплан действуют, в общем случае, только две силы: аэродинамическая сила R и сила тяжести G. Первая приложена в центре давления, а вторая — в центре массы аппарата. Для удобства представим, что две эти точки совпадают.

Если обтекание крыла имеет симметричный характер, то направление полной аэродинамической силы совпадает с направлением невозмущенного потока (рис. 13).

Рис. 13. Симметричное обтекание тела воздушным потоком.

Но в общем случае воздушный поток обтекает тело несимметрично, под каким-нибудь углом. Величина, действующей на крыло полной аэродинамической силы, зависит от угла, под которым крыло встречает набегающий поток воздуха. Этот угол называется углом атаки и определяется, как угол между хордой крыла (отрезком, соединяющим две наиболее удаленные точки крыла) и вектором скорости набегающего потока.

Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым (рис. 14):

Крыло дельтаплана имеет сложную форму, при которой хорды его сечений расположены под разными углами атаки к набегающему потоку воздуха. В этом случае, угол атаки определяется, как угол образованный так называемой средней аэродинамической хордой крыла и вектором скорости воздушного потока.

Вернемся к силам, действующим на летательный аппарат. Силы принято раскладывать по осям, а действие моментов рассматривать вокруг этих осей. Правая прямоугольная система координат — это три оси, начало которых находится в центре масс аппарата (мы для удобства совместили его с центром давления). Положительное направление оси X будет направлено по вектору скорости полета, оси Y перпендикулярно к оси X вверх, а ось Z направлена перпендикулярно к плоскости, в которой находятся оси X и Y вдоль правого крыла.

Теперь разложим полную аэродинамическую силу R и силу тяжести G по осям, направленным по траектории планирования и перпендикулярно к ней (рис. 15).

Рис. 15. Силы, действующие на крыло в полёте.

Полная аэродинамическая сила R разложится на подъемную силу Разложим силу R на подъемную силу Y, направленную перпендикулярно к пути, и силу лобового сопротивления X, направленную в противоположную сторону пути движения аппарата. Поэтому если быть математически точным, то ее надо писать со знаком «—». Слагаемые силы G — силы Gx и Gy — равны по величине и противоположны по направлению силам X и У. Надо помнить, что хотя сила Y и называется подъемной силой, но она не уравновешивает весь вес, а только одну его составляющую. Сила X уравновешивает ту составляющую силу веса, которая иногда называется маршевой силой. Маршевая сила направлена по вектору скорости поступательного движения дельтаплана или другого планера. Таким образом, движущей силой является составляющая веса Gx, возникающая вследствие движения по траектории, наклоненной к горизонту. Сила Z появляется только при криволинейном движении в горизонтальной плоскости.

Источник

Обтекание воздушным потоком 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 (смотри рис). Почему же природа придала птичьим крыльям такую форму? Поиски ответа на этот вопрос легли в основу дальнейших исследований.

На малых скоростях полета воздушную среду можно считать несжимаемой. Если воздуш-ный поток является ламинарным (безвихревым), то его можно разбить на бесконечное множество элементарных, не сообщающихся между собой струек воздуха. В этом случае, 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 оно уменьшается, то скорость потока в струйке уве-личивается. Если сечение струйки увеличивается, то скорость потока уменьшается (смотри рис).

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

, — давление в потоке (потенциаль-ная 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, то давление в ней увеличивается (смотри рис). Так как , значит .

Теперь давайте рассмотрим поподробнее процесс обтекания крыла. Обратим внимание на то, что верхняя поверхность крыла выгнута значительно больше, чем нижняя. Это самое важное обстоятельство (смотри рис). 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. На рисунке видно, что 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 нижней и над верхней поверхностями крыла приводит к появлению дополнительной 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. На рисунке показаны эпюры распределения давления по поверхности профиля.

, где

Распределение давлений по профилю зависит от формы профиля, угла атаки и может существенно отличаться от приведенного на рисунке, но нам важно запомнить, что 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 аппаратов, так как износ и неаккуратно поставленные заплатки существенно ухудшают их летные характеристики. А это не просто уменьшение «летучести» аппарата. Это еще и вопрос обеспечения безопасности полетов. На рисунке 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. Возникает вопрос: какой профиль лучше? Ответить на него однозначно невозможно. Профиль [А] имеет меньшее сопротивление, у него большее, чем у [Б], аэродинамическое качество. Крыло с профилем [А] будет летать быстрее и дальше крыла [Б]. Но есть и другие аргументы. Профиль [Б] имеет большие значения Cy. 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, там, где нужны скорость и «летучесть». Профиль [Б] полезнее там, где возникает необходимость удержаться в воздухе на минимальной скорости. Например, при заходе на посадку.

В «большой авиации», особенно при проектировании тяжелых самоле-тов, идут на существенные усложне-ния конструкции крыла ради улучшения его взлетно-посадочных характерис-тик. Ведь большая посадочная ско-рость 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. На рисунке изображен профиль крыла, оснащенного предкрылком и двухщелевым закрылком.

Составляющие аэродинамического сопротивления.
Понятие индуктивного сопротивления крыла

Коэффициент аэродинамического сопротивления Cx имеет три составляющих: сопротивление давления, трения и индуктивное сопротивление.

Сопротивление давления определяется формой профиля. Сопротивление трения зависит от шероховатости обтекаемых поверхностей. Давайте рассмотрим подробнее индуктивную составляющую. При обтекании крыла над верхней и под нижней поверхностями давление воздуха разное. Внизу больше, наверху меньше. Собственно, это и определяет возникновение подъемной силы. В «середине» крыла воздух течет от передней кромки к задней. Ближе к законцовкам картина обтекания меняется. Воздух, стремясь из зоны повышенного давления в зону пониженного давления, перетекает из под нижней поверхности крыла на верхнюю через законцовки. Поток при этом закручивается. За концами крыла образуются два вихря. Их часто называют спутными струями. Энергия, затрачиваемая на образование вихрей, и определяет индуктивное сопротивление крыла (смотри рис). Образование вихрей на законцовках крыла. Сила вихрей зависит от размеров, формы крыла, разницы давлений над верхней и под нижней поверхностями. За тяжелыми самолетами образуются очень мощные вихревые жгуты, которые практически сохраняют свою интенсивность на дистанции 10-15 км. Они могут представлять опасность для летящего сзади самолета, особенно когда в вихрь попадает одна консоль. Эти вихри можно легко увидеть, если понаблюдать за приземлением реактивных самолетов. Из-за большой скорости касания посадочной полосы колесная резина горит. В момент приземления за самолетом образуется шлейф пыли и дыма, который мгновенно закручивается в вихрях. Вихри за сверхлегкими ЛА (СЛА) намного слабее, но тем не менее ими нельзя пренебрегать, так как попадание парашюта в подобный вихрь вызывает тряску аппарата и может спровоцировать сложение купола. Существует несколько способов уменьшения индуктивного сопротивления:

— Увеличение удлинения крыла уменьшает площадь областей крыла, «работающих» на создание вихрей. Наверное, вы замечали, что все птицы-парители имеют крылья с весьма значительным удлинением.

— Отрицательная крутка крыла. Уменьшение углов атаки на законцовках консолей уменьшает разницу давлений на законцовках и, следовательно, интенсивность образования вихрей. Однако необходимо отметить, что в парашютизме этот способ не применяется, так как существенно уменьшает стабильность купола.

Пограничный слой

Пограничный слой (ПС) – это тонкий слой воздуха, непосредственно примыкающий к обтекаемой поверхности и тормозящийся о нее. Непосредственно на обтекаемой поверхности скорость потока равна нулю. В этом легко убедиться. Вспомните, например, крылья бабочек. Они покрыты тончайшей пыльцой, которая не сдувается набегающим потоком. По мере удаления от поверхности тела ее влияние умень-шается и скорость потока увеличива-ется. Толщина по-граничного слоя для сверхлегких ЛА (СЛА) составляет 2-12 мм. Различают ламинарный (ров-ный) и турбулент-ный (вихревой) ПС (смотри рис).

Ламинарный ПС встречается на очень гладких поверхностях обтекания, как правило, при малых скоростях и температурах набегающего потока. По мере удаления от передней кромки толщина ПС увеличивается, и он из ламинарного обычно превращается в турбулентный. На парашютах, парапланах и дельтапланах из-за шершавости материала, из которого изготовлены крылья, ПС практически всегда турбулентный. При увеличении толщины ПС до некоторого критического значения происходит его отрыв от обтекаемой поверхности. Обсуждавшийся ранее «срыв потока» фактически определяется отрывом ПС. Давайте разберем один хорошо известный эффект, связанный с существованием пограничного слоя, с точки зрения аэродинамики. Игравшие в футбол слышали о таком приеме, как закрутка мяча. Крученый мяч летит иначе, чем некрученый. Очевидно, что в воздухе на него действует какая-то аэродинамическая сила. Разберем, как эта сила образуется и куда она направлена.

Отвлечемся от футбола и мяча. Формально задача сводится к тому, что нужно определить характер взаимодействия вращающегося шара и набегающего на него потока воздуха. Для ответа на вопрос следует вспомнить что нам известно о пограничном слое и об образовании подъемной силы на крыле с несимметричном профилем. На рисунке показаны схемы обтекания невращающегося и вращающегося шаров.

Источник