Аэродинамические силы

Сумма всех сил (сил давления и сил трения), возникающих при обтекании тела, называется полной аэродинамической силой (рис. 5.9).

Рис. 5.9. Полная аэродинамическая сила

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления (ц. д.). Часть полной аэродинамической силы, перпендикулярная к направлению полета (н. п.), точнее, к вектору скорости набегающего потока, является подъемной силой . Часть полной аэродинамической силы , параллельная вектору скорости набегающего потока, является силой лобового сопротивления.
На аэродинамические силы влияют различные факторы. Как мы уже отмечали, сила трения воздуха о тело реализуется полностью в пограничном слое. И чем меньше будет шероховатость обтекаемого тела, тем дальше по поверхности тела будет сохраняться ламинарный пограничный слой и меньше будет сила сопротивления трения, поскольку меньше энергии будет расходоваться на перемешивание потока в пограничном слое. Конструктор всегда должен думать о состоянии поверхности частей самолета, выступающих в поток, в частности о конструкции стыка листов обшивки, образующих внешние обводы самолета. Так, стык листов обшивки 1 и 2, представленный на рис. 5.10, а,

Рис. 5.10. Стык листов обшивки

с точки зрения аэродинамики менее предпочтителен, чем стык, изображенный на рис. 5.10, б, поскольку уступ в листах и полукруглая закладная головка заклепки 3 выступают в поток и способствуют турбулизации пограничного слоя. Однако более предпочтительный с точки зрения аэродинамики стык 5.10, б сложнее технологически, так как требуется обработка гнезд под потайные закладные головки заклепок 4, тяжелее, поскольку требуется подкладная деталь 5, и, естественно, дороже.
Существенным образом на аэродинамические силы влияет и форма обтекаемого тела (рис. 5.11, а - г; далее буквами в скобках обозначены позиции этого рисунка). Если принять за единицу полную аэродинамическую силу R_a (а) (в данном примере полная аэродинамическая сила - это, естественно, сила лобового сопротивления) пластинки, установленной в потоке (рис. 5.11, а), то для той же пластинки с носовым обтекателем (рис.5.11, б) R_a (б)»0,25 R_a (a). Носовой обтекатель

Рис. 5.11. Влияние формы тела на значение полной аэродинамической силы

обеспечивает постепенную деформацию струй в процессе обтекания. Для пластинки с хвостовым обтекателем (рис.5.11, в) Ra (в)»0,75 Ra (a),так как хвостовой обтекатель способствует плавному расширению потока, завихренная спутная струя становится меньше. Для удобообтекаемого (каплевидного, веретенообразного) тела (рис. 5.11,г), образованного установкой на пластинку носового и хвостового обтекателей R_a (г)»0,05 R_a (a).

Установлено также, что если увеличить в n раз площадь максимального поперечного сечения

(миделя, от голл. middel - средний) F обтекаемого тела (рис. 5.12) - площадь миделя, сохранив подобие тел, то в n раз увеличится и полная аэродинамическая сила, т. е. F ₂= nF ₁; R_{а 2}= nR_{а 1}.

Рис. 5.12. Влияние площади миделя на значение полной аэродинамической силы

Рассмотрим, как влияет на полную аэродинамическую силу положение обтекаемого тела относительно набегающего потока воздуха. Угол α между направлением вектора скорости набегающего потока и характерной осью обтекаемого тела называется углом атаки. На рис. 5.13 представлены графики зависимости составляющих полной аэродинамической силы от угла атаки для профиля крыла. Для профилей различной формы можно найти некоторый угол атаки (рис. 5.13, а), при котором распределение давления на поверхности профиля таково, что подъемная сила Y_a отсутствует, и угол атаки, при котором лобовое сопротивление X_a минимально.

Рис. 5.13. Зависимость аэродинамических сил от угла атаки

С увеличением угла атаки (рис. 5.13, б и в) профиль обтекается плавно, увеличивается разрежение на верхней поверхности, зона повышенного давления распространяется от точки полного торможения на всю нижнюю поверхность профиля. Подъемная сила растет.
С ростом подъемной силы Y_a, которая определяется разностью давлений под профилем и над ним, растет и лобовое сопротивление X_a, которое определяется силой трения в пограничном слое X_{a тр} и силой давления X_{a д}, образующейся за счет разности давлений перед профилем и за ним. Поток, обтекающий профиль, отклоняется вниз. Отклонение потока тем больше, чем больше угол атаки (или, что то же самое, больше подъемная сила). При обтекании крыла за счет перетекания потока через кромку (см. рис. 5.3) и образования концевого вихря поток также отклоняется вниз. Явление отклонения потока вниз при обтекании называется скосом потока. Скос потока вызывает (индуцирует) дополнительную силу лобового сопротивления, которая называется силой индуктивного сопротивления X_{a i}. Установлено, что сила индуктивного сопротивления пропорциональна квадрату подъемной силы: X_{a i} ~ Y_a ².
Таким образом, X_a = X_{a тр} + X_{a д} + X_{a i}.
При увеличении угла атаки растет и турбулизируется пограничный слой, начинается срыв потока с верхней поверхности крыла. Подъемная сила начинает уменьшаться, а затем резко падает за счет интенсивного срыва потока (рис. 5.13, д).
Угол атаки, при котором подъемная сила достигает максимального значения, называется критическим углом атаки (α_кр) (рис. 5.13, г). Практически никогда обтекание крыльев самолета не бывает симметричным, срыв потока и уменьшение подъемной силы на одном из них приводит к сваливанию самолета в штопор - пространственному вращательному движению самолета с потерей высоты.
По мере приближения к критическому углу атаки из-за начинающегося срыва потока ускоряется рост лобового сопротивления.
С изменением угла атаки изменяется и положение точки приложения полной аэродинамической силы (положение центра давления).
При создании современных самолетов время аэродинамических ("трубных") экспериментов составляет 10 000-15 000 ч. Цель этих экспериментов - выявление "локальных" характеристик, т. е. оценка влияния на аэродинамику самолета отдельных его конструктивных параметров, которое трудно или невозможно оценить расчетами, и экспериментальное подтверждение основных ("глобальных") характеристик, полученных в результате проектных расчетов, методика которых базируется на основных законах аэродинамики.