Обтекание тел воздушным потоком (стр. 8 )

где - среднее избыточное давление под крылом, кгс/м2;

- среднее избыточное давление над крылом, кгс/м2;

S — площадь крыла, м2.

Выразив через коэффициенты давлений

, откуда =

и подставив их в равенство (2.9), получим

[кгс] (2.10)

Разность средних коэффициентов давлений под крылом и над ним называется коэффициентом подъемной силы крыла и обозначается Су. Заменив в формуле (2.10) разность на Су, получим формулу для подсчета подъемной силы крыла

[кгс] (2.11)

Из формулы (2.11) следует, что подъемная сила тем больше, чем больше коэффициент подъемной силы Су, скоростной напор и площадь крыла S.

Если скоростной напор выразить через давление Р и число М. то, используя ранее полученные величины (где ) и = gR•Т, получим

М или (2.12)

Подставив выражение (2.12) в формулу подъемной силы (2.11), получим

(2.13)

Физический смысл коэффициента подъемной силы Су состоит в том, что он показывает, насколько полно используется скоростной напор воздушного потока для создания подъемной силы или, можно сказать, что Су характеризует несущую способность крыла, т. е. его способность создавать подъемную силу.

Величину Су можно находить путем теоретических расчетов или же в аэродинамической трубе замером избыточных давлений на поверхности крыла с последующим определением коэффициентов давлений (Ризб). Для практических целей Су определяется опытным путем при продувке моделей крыла или самолета в аэродинамических трубах.

Величина коэффициента подъемной силы Су зависит от угла атаки крыла, формы профиля крыла, формы крыла в плане и числа М полета, числа Re и других факторов.

Рассмотрим влияние на Су каждого из перечисленных факторов.

Рис. Распределение избыточных давлений по профилю крыла

На фиг. 209 по­казаны кривые распределения подъемной силы вдоль размаха крыла для нескольких крыльев различной формы в плане. Масштаб на оси ординат в каждом слу­чае выбран таким образом, чтобы дать равное значение площади, которая представляет собой полную подъемную силу.

Фиг. 209. Распределение подъемной силы по размаху.

Распределение подъемной силы по размаху, замеряемое во время экспериментов, довольно точно следует теоретическому распределению, за исключением, быть может, области у кон­цов крыла, где экспериментальные значения часто выше, чем теоретические. На фиг. 210 приведены теоретические и экспери­ментальные результаты.

Фиг. 210. Распределение подъемной силы для прямоугольного крыла.

ПЕРЕМЕЩЕНИЕ ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ КРЫЛА И САМОЛЕТА

Центром давления крыла называется точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с хордой крыла.

Положение центра давления определяется его координатой ХД - расстоянием от передней кромки крыла, которое может быть выражено в долях хорды

Направление действия силы R определяется углом j, образуемым с направлением невозмущенного воздушного потока (Рис. 43, а). Из рисунка видно, что

(2.25)

где К - аэродинамическое качество профиля.

Рис. 43 Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки

Положение центра давления зависит от формы профиля и угла атаки. На Рис. 43, б показано, как изменяется положение центра давления в зависимости от угла атаки для профилей самолетов Як 52 и Як-55, кривая 1 - для самолета Як-55, кривая 2 - для самолета Як-52.

Из графика видно, что положение ЦД при изменении угла атаки у симметричного профиля самолета Як-55 остается неизменным и находится примерно на 1/4 расстояния от носка хорды.

Таблица 1

нагрузка	Обозначение веса (груза)
Пустой самолет Взлетный вес Летчик в передней кабине Летчик в задней кабине Топливо в баках Масло в баках	Gп Gвзл G1 G2 GT GM

При изменении угла атаки изменяется распределение давления по профилю крыла, и поэтому центр давления перемещается вдоль хорды (для несимметричного профиля самолета Як-52), как показано на Рис. 44. Например, при отрицательном угле атаки самолета Як 52, примерно равном -1°, силы давления в носовой и хвостовой частях профиля направлены в противоположные стороны и равны. Этот угол атаки называется углом атаки нулевой подъемной силы.

Рис. 44 Перемещение центра давления крыла самолета Як-52 при изменении угла атаки

При несколько большем угле атаки силы давления, направленные вверх, больше силы, направленной вниз, их равнодействующая Y будет лежать за большей силой (II), т. е. центр давления окажется расположенным в хвостовой части профиля. При дальнейшем увеличении угла атаки местонахождение максимальной разности давлений передвигается все ближе к носовой кромке крыла, что, естественно, вызывает перемещение ЦД по хорде к передней кромке крыла (III, IV).

Наиболее переднее положение ЦД при критическом угле атаки aкр= 18° (V).