Источник дыма; 2 - струйки дыма; 3 - обтекаемое тело; 4 - вентилятор

Аэродинамический спектр любого тела состоит из невозмущенного и возмущенного потоков.

Возмущенный поток включает в себя: пограничный слой 2, внешний, невязкий (потенциальный) слой 1 и спутную струю 3 (Рисунок3.8-1).

Рисунок3.8-1 Аэродинамический спектр обтекания

По своему строению аэродинамические спектры бывают плавные и вихревые, симметричныеи несимметричные.

Тела неплавной формы, например, в виде плоской пластинки, поставленной поперек потока, (Рисунок3.9,а),или тела в форме шара с большим поперечным сечением (Рисунок3.9,б) вызывают наиболее интенсивный изгиб линий тока и мощное вихреобразование за телом. Такие тела называются плохообтекаемыми или неудобообтекаемыми.

а) б)

Рисунок 3.9 Аэродинамический спектр плоской пластинки и шара

Плоская пластинка создает резкое изменение направления движения потока. Перед пластинкой, из – за торможения потока, давление будет повышаться.

У краев пластинки происходит поджатие струек. За пластинкой струйки резко расширяются с образованием больших вихрей. В зоне срыва потока за пластинкой вследствие затрат энергии на образование вихрей возникает разрежение, давление понижается.

Возникновение за телом области вихрей является одной из причин образования силы сопротивления, возникающего у тела в воздушном потоке.

Наиболее плавный спектр обтекания с небольшим завихрением (спутной струей) за телом имеет каплеобразное удобообтекаемое тело (Рисунок3.1).

Рисунок3.10 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела

Удобообтекаемое несимметричное тело отличается разной величиной деформации струек в верхней и нижней частях тела

Рисунок 3.11 Аэродинамический спектр удобообтекаемого несимметричного тела (профиля крыла)

Наибольшая деформация струек наблюдается там, где тело имеет наибольшую величину искривления поверхности (точка К). В районе этой точки струйки поджимаются, поперечное сечение их уменьшается. Нижняя, менее искривленная поверхность мало влияет на характер обтекания.

Рисунок3.12 Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела (профиля крыла), помещенного в поток под углом a

Спектры обтекания зависят от формы и размеров тела, а также от ориентации тела по отношению к набегающему потоку, то есть от угла атаки и от скорости набегающего потока (Рисунок3.12).

При обтекании воздушным потоком удобообтекаемых тел, помещенных под некоторым углом a к вектору скорости невозмущенного потока, получим аэродинамический спектр, подобный обтеканию несимметричного удобообтекаемого тела (см.Рисунок3.11).

Вывод: Исследование аэродинамических спектров дает возможность выбрать наиболее выгодные формы тела, определить дефекты в обтекании той или иной части летательного аппарата, определить характер взаимодействия близко расположенных частей.

Распределение давлений по профилю крыла. На верхней поверхности тела (см.рис 3.12), согласно закону неразрывности, будет местное увеличение скорости потока, следовательно, уменьшение давления. На нижней поверхности деформация потока будет меньше, следовательно, меньше изменение скорости и давления.

Степень деформации струек в потоке зависит от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки определить величину давления воздуха. Различие давлений в разных точках поверхности движущегося крыла является основным фактором появления аэродинамических сил.

Величины давлений на поверхности крыла определяют в лабораториях путем продувки в аэродинамических трубах.

Распределение давления можно изобразить векторной диаграммой, на которой каждый вектор показывает в масштабе величину избыточного давления в данной точке тела (Рисунок3.13).

Избыточное давление – это разность между местным давлением и атмосферным:

= .

Для построения диаграммы распределения давления перпендикулярно к контуру профиля проводятся векторы избыточных давлений.

Рисунок3.13 Распределение давлений по профилю крыла

Если давление повышенное, то вектор давления направлен к профилю. При отрицательном избыточном давлении (разрежении) вектор давления направлен от профиля. На Рисунок 3.13 показано распределение давления для профиля крыла на различных углах атаки.

Диаграмма давлений позволяет определить величину и направление полной аэродинамической силы, используетсядля уточнения расчетов на прочность, для изучения физики обтекания.

Занятие №5

Полная аэродинамическая сила

Силовое воздействие воздушного потока на крыло проявляется не только в виде давления, но также в виде трения воздуха в пограничном слое. От общего воздействия разности давлений воздуха под и над крылом, перед крылом и за ним, а также трения в пограничном слое образуется равнодействующая этих сил- полная аэродинамическая сила крыла

Формула для определения силы крыла имеет вид:

,

где - скоростной напор;

C_R- коэффициент полной аэродинамической силы крыла. Это безразмерный коэффициент, зависящий от угла атаки, формы профиля крыла, формы крыла в плане, состояния поверхности крыла.

Разложение силы R на составляющие. При аэродинамических исследованиях удобнее пользоваться не силойR, а её составляющими по осям координат x_ay_az_a. Ось x_a направлена в сторону движения набегающего потока, а оси y_a и z_a - перпендикулярно скорости потока.

Составляющая полной аэродинамической силы, действующая перпендикулярно скорости набегающего потока, направленная вдоль оси y_a, называется подъёмной силой крыла Y (Рисунок3.14).

Составляющая полной аэродинамической силы, действующая вдоль оси x_a, и совпадающая с направлением набегающего потока, называется силой лобового сопротивленияX (Рисунок3.14).

Направление этих сил не зависит от положения крыла в потоке. Это позволяет измерять их на аэродинамических весах при продувках модели в аэродинамической трубе.

Рисунок 3.14 Полная аэродинамическая сила и точка ее приложения