Лобовое сопротивление - крыло
Cтраница 2
Вид этих кривых объясняет упомянутое выше резкое ухудшение полетных свойств профиля, когда скорость обтекания на некоторой части подсасывающей стороны становится больше скорости звука. Вследствие возникновения сильных скачков уплотнения лобовое сопротивление крыла возрастает настолько, что при числах Маха, близких к единице, становится невозможным. [17]
Поляра и мотиентная крпиан крыла. Так как подъемная сила и лобовое сопротивление крыла сильно зависят от угла атаки, то, казалось бы, целесообразно рассматривать соответствующие коэфициенты как функции угла атаки. [18]
Но, как мы выяснили в § 88, силы, действующие на тело в воздушном потоке, могут возникнуть только в результате взаимодействия движущегося тела с созданными им в потоке вихрями. Таким образом, и подъемная сила и лобовое сопротивление крыла возникают в результате взаимодействия с крылом каких-то вызванных движением крыла вихревых систем. [20]
Существованием этой вихревой пелены и силами вязкости объясняется часть лобового сопротивления крыла - так называемое пр ] о-фи льное сопротивление Qp. [21]
Поляра Лилиенталя дает характеристику данного крыла. На каком-либо угле атаки a отрезок АС, параллельный оси абсцисс, будет представлять собой лобовое сопротивление данного крыла ( фиг. [22]
 |
Поверхности элерона и горизонтального оперения. [23] |
На рис. 3.11, а показан элерон с выступающим вниз носком. Чтобы избежать значительного увеличения разности лобовых сопротивлений при отклонении элеронов и, следовательно, уменьшить величину разворачивающего самолет момента Му, из обвода нижней поверхности крыла выступает носок, увеличивающий лобовое сопротивление крыла, на котором элерон отклоняется вверх. [24]
 |
Коэффициенты трения качения.| Диаграмма определе. [25] |
При этом значительно возрастает подъемная сила крыла при сравнительно небольшом увеличении лобового сопротивления. В результате сокращается длина разбега. Если же закрылки выпустить на полный угол, то резко возрастет лобовое сопротивление крыла и характеристики взлета ухудшатся. [26]
Для реального крыла самолета, имеющего конечную дтину, картина осложняется явлениями, происходящими на торцах крыла. Нетрудно составить представление о том, как сказываются эти явления на величине подъемной силы и лобового сопротивления крыла. Если возникла подъемная сила, то под крылом установилось более высокое давление, чем над крылом. Это движение воздуха у торцов крыла изменяет распределение скоростей, а следовательно, и распределение давлений в потоке, обтекающем крыло. [27]
Полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха равно сумме профильного и индуктивного его сопротивлений. На режиме максимальной скорости самолета индуктивное сопротивление крыла, пропорциональное квадрату коэффициента подъемной силы, невелико, и главную часть лобового сопротивления крыла составляет его профильное сопротивление ( вспомнить диаграмму сопротивлений, показанную на рис. 155, и разъяснения к ней, изложенные в § 74 гл. [28]
 |
Профиль крыла.| Характеристические кривые крыла. [29] |
О: 1ыт показывает, что поток циркуляции имеет периодический характер, с частотой, повышающейся при увеличении угла атаки. Необходимо подчеркнуть, что это явление имеет чрезвычайно существенное значение. И дей-ствтелыю, опытом установлено, что любому профилю сечения крыла свойственно испытывать резкое уменьшение потока циркуляции при повышении угла атаки свыше определенного предельного угла. При этом очень заметно увеличивается лобовое сопротивление крыла и уменьшается его подъемная сила. Если подобное состояние достигнуто, то крыло веде г себя, как обычная парусящая плоскость. [30]
Страницы: 1 2 3