Файл: Цейтлин Г.М. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД учебник.pdf

хорду перпендикулярно плоскости симметрии. Этот угол считается

если она образована простым поворотом сечений. Если крутка получена за счет изменения формы профилей, ее называют аэро­

изменении условий обтекания силы давления изменяются в зна­ чительно большей степени, чем силы трения. Поэтому при изуче­ нии аэродинамических характеристик крыла прежде всего нужно понять, как распределено давление по его поверхности в том или ином случае.

Распределение давления по крылу обусловлено деформация­ ми воздушных струек: там, где струйки сузились, скорость возра­ стает и давление падает; там, где струйки расширились, воздух тормозится и давление повышается. •

Деформации струек около крыла определяются главным обра­ зом обтеканием профиля в плоскости хОу (рис. 3.4). Картина об­ текания реального крыла усложнена наличием торцевых кромок, различиями в размерах, форме и положении профилей в связи с сужением, стреловидностью и круткой. Поэтому изучение аэро­ динамических характеристик крыла обычно начинают на фиктив­ ном цилиндрическом крыле бесконечного размаха. Здесь все се­ чения абсолютно одинаковы, а боковые кромки бесконечно уда­

которые при заданных числах Re и М зависят только от формы профиля и его положения в потоке, называют аэродинамическими характеристиками профиля.

Положение профиля в потоке характеризуется углом атаки а, который измеряется между хордой и вектором скорости невозму­ щенного потока. Угол атаки — основной критерий кинематического подобия потоков, обтекающих крылья.

В соответствии с теорией подобия при исследовании аэроди­ намических характеристик крыла следует рассматривать не абсо­ лютное давление в какой-либо точке, а безразмерный коэффи­ циент давления.

Коэффициентом давления р называют безразмерное отношение избыточного (над атмосферным) давления к скоростному напору невозмущенного потока:

я

Коэффициент давления в какой-либо точке — это сила давле­ ния, действующая на элементарную площадку, включающую дан­ ную точку, отнесенная к единицам площади и скоростного напора. По своему смыслу коэффициент р аналогичен коэффициенту лю­ бой другой аэродинамической силы. Это значит, что коэффициент давления в данной точке является функцией только критериев по­ добия и что при наличии динамического подобия явлений коэф­ фициенты давления в соответственных точках потоков одинаковы.

Установлено, что по толщине пограничного слоя давление не меняется. Следовательно, распределение давления по поверхности крыла аналогично распределению давления по внешней границе пограничного слоя и определяется характером течения воздуха во

На основании уравнения постоянства расхода отношение ско­ ростей можно заменить обратным отношением площадей сечений струйки:

Из формул (3.7) видно, что коэффициент давления положите­ лен в точках, около которых струйка расширилась и скорость меньше, чем в невозмущенном потоке; наоборот, там, где струйка сузилась и воздух разогнался, коэффициент /;<0.

Распределение давления по профилю обычно изображают гра­ фически в виде векторной диаграммы р или в виде эпюры р(х). В первом случае точно вычерчивается профиль и через ряд точек его дужек проводятся нормали. Коэффициент р для каждой точки откладывается в определенном масштабе на соответствующей нор­ мали в виде вектора, обращенного стрелкой к профилю при р>0 и от профиля, если в данной точке р < 0 . Внешние концы векторов соединяются плавной кривой.

Векторная диаграмма весьма наглядна, но для ее построения требуется много времени; чтобы определить по ней точное значе­ ние р в какой-либо точке, нужно измерить соответствующий отрезок нормали и умножить его длину на масштабный коэффициент. По­ этому на практике удобнее пользоваться эпюрами р(х). Такая

66

гию давления (статическое давление). Здесь коэффициент дав­ ления имеет максимальную величину

2. Минимальный коэффициент давления рт\п или, как принято называть, пик разрежения находится в точке, около которой се­ чение струйки минимально; при а > 0 такая точка находится в пе­ редней части верхней дужки профиля.

3. Около хвостика профиля струйки приобретают примерно ис­ ходную толщину ( / ^ Д , ) , скорость близка к скорости невозму­ щенного потока и коэффициент давления р^О.

§3.3. Определение коэффициента подъемной силы профиля по картине распределения давления.

Теорема Н. Е. Жуковского о подъемной силе крыла

крыла. Отсюда следует, что подъемную силу можно определить, если известна картина распределе­ ния давления по профилю.

Заметим, что поточная ось Ох (рис. 3.5) наклонена на угол а от­ носительно плоскости хорд. Поэтому при определении аэродинамических сил непосредственно по картине распределения давления удобнее пользоваться не поточной, а свя-

занной (с крылом) системой координат ххОух. В этой системе про­ дольная ось Oxi совпадает с хордой профиля, а вертикальная ось Оух перпендикулярна хорде. Составляющие Yx и Qx полной

68

аэродинамической силы R по осям связанной системы соответст­ венно называют нормальной и тангенциальной силами. Как видно из рис. 3.5, между силами У ь Qi и У, Q существует простая связь:

При небольших углах атаки (до 15—20°), которые обычно ис­

допустимо, мы будем просто отождествлять подъемную и нор­

i

Для перехода к безразмерному коэффициенту су разделим по­

котором масштабе изображает коэффициент подъемной силы про­ филя.

69