Пример 2.

2 листа бумаги сходятся при выдувании воздуха между ними.

Пример 3 (рис.11).

Пульверизатор


Рис. 11

Распределение давления на профиле можно получить экспериментально, просверлив отверстия в различных точках крыла на нижней и верхней поверхности (дренировав) и поставив датчики давлений. Такие дренированные модели крыльев ЛА продуваются в аэродинамических трубах. Рассмотрим физическую картину возникновения аэродинамических сил на прямоугольном крыле (профиле).

Примеры (рис. 12-14). Симметричный профиль
Рис. 12
А – передняя критическая точка
Векторные диаграммы распределения давления

Рис. 13
В т. B,D –скорости потока равны , т.к. , В т. A, V=0, pmax

Координатные диаграммы распределения давления.

 

Рис. 14

Рассмотрим профиль и схему элементарных действующих сил на него в связанной с носком профиля системе координат OXY (рис. 15).

Рис. 15

Для прямоугольного крыла размаха выделим участки профиля с размерами dx и dy.Учитывая, что =dx определим элементарную нормальную силу от давления на элемент крыла dx

dYp=(pн –pв)dx

Аналогично для элементарной продольной силы от давления

dXр=(pп –pз )dy

Интегрируя эти выражения соответственно от A до B вдоль оси OX и от yн до yв вдоль оси OY,получим формулы для нормальной и продольной сил без учета сил трения

Записав выражение для элементарного момента от нормальной силы (момент от продольной силы обычно пренебрежимо мал, в силу того что крыло обычно “тонкое”) относительно точки A

Определим продольный момент крыла от давления

Здесь минус принят в виду того, что момент направлен против часовой стрелки, если смотреть вдоль 0Z, расположив ее от нас вдоль передней кромки.

В этих формулах целесообразно перейти от сил к их коэффициентам, учитывая, что площадь S прямоугольного крыла S = b, а также принимая, что (здесь формулы объединены в записи)

В частности для Y, полагая

;

(3.3)

(3.4)

(3.5)

где:

(3.6)

В формулах (3.3) ¸ (3.5) и в дальнейшем индекс (∞) опущен в выражениях V∞ и q∞, если не оговаривается особо.

На практике крылья ЛА, как правило, отличаются от прямоугольной формы, поэтому для удобства расчетов и сравнительного анализа крыльев ЛА вводят понятие средней аэродинамической хорды (САХ)(см. рис.16).

Для крыла произвольной формы в плане подбирается такое эквивалентное прямоугольное, момент МZ Э которого, силы YЭ, XЭ и площадь SЭ были бы равны исходным MZ.ИСХ, YИСХ, XИСХ,SИСХ.

MZ Э(xA, yA,bA, )= MZ КР ИСХ ;

YЭ(xA,yA,bA, )= YКР ИСХ ; (3.7)

XЭ(xA,yA,bA, )= XКР ИСХ;

SЭ=bA=SИСХ.

Из четырех уравнений определяются хA, yA, bA, .

Здесь xA, yA- координаты эквивалентного прямоугольного крыла в системе осей OXY, связанной с носком исходного крыла; bA- значение САХ; - размах эквивалентного крыла. Остальные параметры профиля эквивалентного крыла можно оставить прежними и равными исходным.

 

 

Лекция 3.