Мечта летать (Теоретический курс) - Волков Игорь Владимирович - Страница 8

• Предыдущая
• 8/43
• Следующая

Подъемная сила - составляющая полной аэродинамической силы, направленная перпендикулярно набегающему потоку.

Сила сопротивления - составляющая полной аэродинамической силы, направленная параллельно набегающему потоку.

Проще всего почувствовать процесс образования подъемной силы с помощью плоской пластины. Меняя положение пластины относительно потока воздуха, Вы получите различные комбинации сил. Для примера могу вспомнить случай из своего детства.

Правдивая история. Мое первое знакомство с подъемной силой произошло во время дальней поездки в поезде. Махая рукой в потоке за окном, я заметил странную силу, подбрасывающую руку вверх. Это происходило если поставить ладонь под острым углом к потоку воздуха. Заменив ладонь красочной книгой младшей сестры (увеличение площади), я добился значительного роста сил. Стало понятно, что вертикальная сила (подъемная сила) растет с увеличением угла между плоскостью книги и потоком воздуха (угол атаки). Возрастает при этом и сила, толкающая руку назад (сила сопротивления). При превышении определенного угла (критический угол атаки) подъемная сила пропадала, а сила сопротивления многократно увеличивалась (происходил срыв потока). Конечно, все мудреные термины я узнал значительно позже, а на тот момент, очередной коварный срыв потока унес книгу и вызвал возникновение небольшой семейной драмы...

Плоская пластина является посредственным источником подъемной силы из-за большой доли вредной силы сопротивления и малого критического угла атаки. Крылья большинства летательных аппаратов имеют определенную форму поперечного сечения (аэродинамический профиль крыла). Прямая, соединяющая максимально удаленные точки профиля крыла, называется хордой профиля (рис. 4 ).

Рассмотрим процесс образования подъемной силы крыла. Профиль крыла делит поток воздуха на две части, которые объединяются за задней кромкой профиля. Верхняя часть профиля более выпуклая, чем нижняя. Поэтому, частицы воздуха, огибающие верхнюю и нижнюю поверхности, проделывают различный путь. Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает разрежение (известный закон Бернулли гласит, что с увеличением скорости потока уменьшается его давление). Разница давлений между верхней и нижней поверхностями крыла приводит к появлению подъемной силы, толкающей крыло вверх.

Величина подъемной силы сильно зависит от угла, под которым набегающий поток "ударяется" в крыло. Угол между набегающим потоком и хордой профиля называется углом атаки. При увеличении угла атаки, точка деления потока воздуха смещается на нижнюю поверхность профиля. Путь частиц по верхней поверхности увеличивается. Из-за этого возрастает разница давлений и увеличивается подъемная сила (рис. 6).

Подобный рост подъемной силы возможен, пока угол атаки не достиг критического значения. На больших углах атаки воздух вынужден двигаться по сильно искривленной траектории. Возможен отрыв и завихрения потока в хвостовой части профиля. На критическом углу атаки отрыв потока распространяется на всю верхнюю поверхность профиля. Образуются мощные вихри. Подъемная сила пропадает, а сила сопротивления многократно увеличивается.

Это неприятное и опасное явление называют срывом потока. Столь не любимый пилотами режим "штопор", возникает из-за срыва потока. На одном из крыльев пропадает подъемная сила, и самолет падает, вращаясь как кленовый лист. Далее мы подробно рассмотрим все режимы и ограничения в полете, а пока вернемся к формулам.

Формулы для определения величины подъемной силы и силы сопротивления аналогичны формуле (l).

Y=CY (2)

X=CX (3)

За S обычно принимают площадь крыла.

Коэффициент подъемной силы (СY ) и коэффициент сопротивления (СX ) являются удельными характеристиками крыла и зависят от угла атаки, формы профиля и геометрии крыла. Они как бы показывают, сколько подъемной силы и силы сопротивления образуется на единице площади крыла. Наиболее ярко прослеживается уже знакомая нам зависимость от угла атаки (рис. 7)

Физический смысл коэффициентов: тела, имеющие одинаковую форму (при разных размерах), взаимодействуют с воздухом одинаково. Поэтому можно считать, что коэффициент подъемной силы равен подъемной силе некоего крыла (единичной площади), обтекаемого потоком единичной интенсивности.

Обратите внимание на то, что на малых углах атаки коэффициент подъемной силы возрастает быстрее коэффициента сопротивления. На больших углах атаки все наоборот. Если графики объединить, то мы получим очень важную зависимость СY от СX - поляру крыла. С помощью поляры крыла легко найти оптимальное соотношение коэффициентов подъемной силы и силы сопротивления (рис. 8).

Изученные в этом разделе формулы и графики пригодятся нам для анализа летных характеристик параплана. А мы переходим к рассмотрению различных режимов полета.

2 . Установившиеся (равновесные) режимы полета.

Что такое установившийся режим? Слово установившийся означает, что все параметры полета (скорость, снижение, курс) остаются постоянными. Это важное условие, так как и камень способен летать (недолго), но его полет не будет установившимся. (Рис. 9)

Установившийся горизонтальный полет.

Изобразим самолет в установившемся горизонтальном полете в скоростной системе координат. Скоростная система координат удобна для анализа режимов полета и расчета аэродинамических сил. Ось Х расположена по направлению вектора скорости набегающего потока. Ось Z направлена "на нас" в плоскости крыла (перпендикулярно Х). Ось Y направлена "вверх" перпендикулярно плоскости XZ.

На самолет действуют сила тяжести, подъемная сила, сила сопротивления и сила тяги двигателя. Согласно второму закону Ньютона, сумма всех этих сил равна нулю (в установившемся полете).

(4)

Запишем это уравнение в проекциях на скоростную систему координат:

ось OY: Y-G=0 => Y=G (5)

ось ОХ: Х-Т=0 => Х=Т (6)

Из уравнений следует, что подъемная сила уравновешивает силу тяжести, а сила тяги двигателя уравновешивает силу сопротивления. Равновесие этих сил и обеспечивает установившийся горизонтальный полет.

• Предыдущая
• 8/43
• Следующая