Обтекание воздушным потоком тонкой пластины

Ранее уже говорилось о том, что величина и направление действия аэродинамической силы зависят от формы обтекаемого тела и его ориентации в потоке. В этом разделе мы рассмотрим более подробно процесс обтекания тонкой пластины воздушным потоком и построим графики зависимости коэффициентов подъемной силы и сопротивления от угла установки пластины к потоку (угла атаки). Если установить пластину вдоль потока (угол атаки нуль), то обтекание будет симметричным (смотри рис 18). В этом случае поток воздуха пластиной не отклоняется и подъемная сила Y равна нулю. Сопротивление X минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R минимальна и совпадает с силой сопротивления X.

Пластина установлена вдоль потока

Начнем понемногу отклонять пластину. Из-за скашивания потока сразу же появляется подъемная сила Y. Сопротивление X немного увеличивается из-за увеличения поперечного сечения пластины по отношению к потоку. По мере постепенного увеличения угла атаки и увеличения скоса потока подъемная сила увеличивается. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Здесь необходимо отметить, что на малых углах атаки подъемная сила растет значительно быстрее, чем сопротивление

Начало отклонения пластины. Увеличиваем отклонение пластины

По мере увеличения угла атаки воздушному потоку становится все труднее обтекать пластину. Подъемная сила хотя и продолжает увеличиваться, но медленнее, чем раньше. А вот сопротивление растет все быстрее и быстрее, постепенно обгоняя рост подъемной силы. В результате полная аэродинамическая сила R начинает отклоняется назад (смотри рис). И тут вдруг картина резко меняется. Воздушные струйки оказываются не в состоянии плавно обтекать верхнюю поверхность пластины. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила резко падает, а сопротивление увеличивается. Это явление в аэродинамике называют СРЫВ ПОТОКА. «Сорванное» крыло перестает быть крылом. Оно перестает лететь и начинает падать (смотри рис).

Полная аэродинамическая сила отклоняется назад. Срыв потока.

Покажем зависимость коэффициентов подъемной силы Cy и сопротивления Cx от угла установки пластины к набегающему потоку (угла атаки) на графиках.

Зависимость коэффициентов подъемной силы и сопротивления от угла атаки

Объединим получившиеся два графика в один. По оси X отложим значения коэффициента сопротивления Cx, а по оси Yкоэффициент подъемной силы Cy (смотри рис).

Поляра крыла

Получившаяся кривая называется ПОЛЯРА КРЫЛА - основной график, характеризующий летные свойства крыла. Откладывая на осях координат значения коэффициентов подъемной силы Cy и сопротивления Cx, этот график показывает величину и направление действия полной аэродинамической силы R. Если считать, что воздушный поток движется вдоль оси Cx слева направо, а центр давления (точка приложения полной аэродинамической силы) находится в центре координат, то для каждого из разобранных ранее углов атаки вектор полной аэродинамической силы будет идти из начала координат в точку поляры, соответствующую заданному углу атаки. На поляре можно легко отметить три характерные точки и соответствующие им углы атаки: критический, экономический и наивыгоднейший. Критический угол атаки – это угол атаки, при превышении которого происходит срыв потока. Критический угол атаки интересен тем, что при выходе на него крыло летит с минимальной скоростью. Как вы помните, условием прямолинейного полета с постоянной скоростью является равновесие между полной аэродинамической силой и силой тяжести.

Вспомним формулу полной аэродинамической силы:

Из формулы видно, что для обеспечения постоянности итогового значения аэродинамической силы R увеличение коэффициента Cr неизбежно ведет к уменьшению скорости полета V, так как значения плотности воздуха ρ и площади крыла S остаются неизменными. Экономический угол атаки – это угол атаки, на котором аэродинамическое сопротивление крыла минимально. Если установить крыло на экономический угол атаки, то оно сможет двигаться с максимальной скоростью. Наивыгоднейший угол атаки – это угол атаки, на котором отношение коэффициентов подъемной силы и сопротивления Cy/Cx максимально. В этом случае угол отклонения аэродинамической силы от направления движения воздушного потока максимален. При установке крыла на наивыгоднейший угол атаки оно полетит дальше всего.